高超聲速單/多噴管逆向噴流降熱特性研究

黃喜元，李小艷，楊 勇，陳 智，苗文博

（1.中國運載火箭技術(shù)研究院，北京，100076；2.中國航天空氣動力技術(shù)研究院，北京，100074）

0 引 言

熱防護一直是高超聲速飛行器攻關(guān)研究中的一項核心關(guān)鍵技術(shù)問題[1,2]。傳統(tǒng)高超聲速飛行器熱防護系統(tǒng)設(shè)計主要采用被動熱防護設(shè)計，或者依靠防熱結(jié)構(gòu)和材料本身將熱量吸收或輻射出去，如剛性陶瓷防熱瓦、柔性氈式防熱、高導(dǎo)熱碳復(fù)合材料防熱、蓋板式防熱等，達到保護飛行器內(nèi)部結(jié)構(gòu)的目的；或者通過自身材料質(zhì)量的損失，如燒蝕熱防護，吸收并帶走大量的熱，減少熱量向內(nèi)傳遞，從而保護飛行器內(nèi)部結(jié)構(gòu)能夠正常工作。受材料體系限制，依靠研制新型的耐高溫材料來解決高超聲速飛行器的熱防護問題不僅技術(shù)難度越來越大，研制周期長、研制成本高也成為制約飛行器性能進一步提升的瓶頸問題。

主動熱防護技術(shù)由于冷卻能力強、可以適應(yīng)長時間高熱流環(huán)境、設(shè)計靈活，可滿足極端苛刻、嚴酷的氣動加熱環(huán)境，近年來受到了極大的重視。作為主動熱防護技術(shù)之一的逆向噴流方法，由于可以顯著降低飛行器的氣動加熱，成為高超聲速飛行器主動熱防護系統(tǒng)設(shè)計可選擇的有效途徑之一。逆向噴流降熱技術(shù)的主要原理是在飛行器頭部設(shè)置一個噴口，噴口噴射出來的氣體將飛行器頭部弓形激波更遠地推離飛行器壁面，從而降低氣動加熱熱量向飛行器內(nèi)部傳遞，達到主動改善飛行器氣動加熱熱環(huán)境的目的。

本文研究高超聲速飛行器逆向噴流降熱技術(shù)，針對某高超聲速飛行器頭部，開展了單噴管逆向噴流降熱特性和多噴管逆向噴流降熱技術(shù)的研究。重點呈現(xiàn)了使用單噴管逆向噴流和多噴管逆向噴流實現(xiàn)高超聲速飛行器頭部降熱的一些重要特性和結(jié)論，反映了使用逆向噴流降低高超聲速飛行器頭部熱流的技術(shù)可行性，單噴管逆向噴流降熱的局限性和多噴管逆向噴流降熱的魯棒性和工程適應(yīng)性等。

1 逆向噴流降熱技術(shù)的主要研究成果

1.1 逆向噴流降熱機理

日本九州大學(xué)Shigeru Aso 教授等[3～5]在超聲速流場中逆向噴流的減阻降熱試驗中揭示了逆向噴流降熱的作用機理，如圖1 所示。

圖1 逆向噴流在超聲速主流中的流場結(jié)構(gòu)[1]Fig.1 Flowfield Structure of Counterflowing Jet to Supersonic Mainstream

逆向噴流從噴口噴出后，先形成一個馬赫盤，以平衡噴流壓力與弓形激波后的來流壓力。噴流與來流相遇形成接觸面，逆向噴流受到自由來流阻擋而產(chǎn)生回流，重新附于物面，從而形成回流區(qū)，而自由來流由于噴流的阻擋而向周邊流去，在回流再附點附近形成可壓縮激波。由于噴流將脫體激波更遠地推離壁面，被噴流覆蓋的區(qū)域氣動加熱環(huán)境得到明顯的改善，如圖2 所示。

圖2 逆向噴流對稱面流線、馬赫數(shù)云圖和溫度云圖Fig.2 Contours of Mach Number and Temperature with Counterflowing Jet

逆向噴流在降低飛行器頭部熱流的同時，也會帶來流場的振蕩和不穩(wěn)定問題。Venkatachari 等[6～9]針對鈍頭體駐點附近噴管逆向噴流的流場結(jié)構(gòu)進行了深入的研究，鈍頭體弓形激波與逆向噴流兩者間作用的流場結(jié)構(gòu)模態(tài)與逆向噴流質(zhì)量流率密切相關(guān)，隨著噴流質(zhì)量流率的增大，相互作用的流場逐漸變得不穩(wěn)定，流場結(jié)構(gòu)呈現(xiàn)出長穿透模態(tài)（Long Penetration Mode，LPM），當噴流質(zhì)量流率超過了某個臨界值，相互作用的流場又退化為接近穩(wěn)定狀態(tài)，流場結(jié)構(gòu)由長穿透模態(tài)形態(tài)轉(zhuǎn)換為短穿透模態(tài)（Short Penetration Mode，SPM）[6]。

1.2 逆向噴流降熱主要研究成果

綜合國內(nèi)外研究成果，在逆向噴流降熱方面，大體有以下研究結(jié)論：

a）逆向噴流的降熱效果由激波脫體距離決定[10]。

b）由文獻[11]的研究發(fā)現(xiàn)，噴流氣體的物理屬性是影響降熱效果的重要因素之一，氦氣由于具有高擴散系數(shù)，采用氦氣噴流可形成更大的回流區(qū)，降熱效果更好。文獻[12]的研究則顯示，氮氣相比氦氣降熱效果更好。

c）文獻[13]的研究顯示，將單噴管噴流設(shè)計成微間距陣列噴管噴流，在相同的總質(zhì)量流量條件下，由于多噴管噴流可以更容易地擴散到邊界層，能夠?qū)崿F(xiàn)更好的降熱效果。

2 單噴管逆向噴流降熱特性研究

選取某高超聲速飛行器頭部開展逆向噴流降熱特性分析研究，飛行器頭部球頭半徑為56 mm，噴管布置于飛行器頭部幾何駐點處，研究了Φ3 mm、Φ6 mm、Φ12 mm 3 種噴口直徑的降熱效果，如圖3 所示。計算工況選為高度45 km、馬赫數(shù)10、攻角0°、側(cè)滑角0°。此工況下波后總壓為19.26 kPa，考慮噴流參數(shù)的影響，選取了20 kPa、40 kPa、60 kPa 3 個噴流總壓進行降熱特性分析，噴流總溫取為300 K，噴流工質(zhì)為空氣。

圖3 單噴管逆向噴流降熱研究模型Fig.3 Models of Single Counterflowing Jet for a Nose Cap

氣動熱特性計算采用數(shù)值求解可壓縮雷諾平均Navier-Stokes 方程的CFD 方法；空間離散采用Roe 的FDS 格式，時間離散采用有限體積半離散格式，無粘通量采用隱式格式，粘性通量采用顯式方法。研究發(fā)現(xiàn)逆向噴流的流場結(jié)構(gòu)呈現(xiàn)出明顯非定常效應(yīng)，理論上對于非定常流場計算應(yīng)采用時間精確的顯式迭代方法或者雙時間步進行模擬，考慮到巨大的計算量，本文采用定常計算方法獲得基本穩(wěn)定解后對若干迭代步計算結(jié)果進行平均的方法獲得流場結(jié)構(gòu)以及面熱流、壓力。

圖4 給出了Φ3 mm 噴管無噴流時對稱面馬赫數(shù)及表面熱流，無噴流時頭部熱流峰值約為1200 kW/m2。圖5 給出了Φ3 mm 噴管各噴流總壓下表面熱流分布。由圖5 可知，噴流總壓為20 kPa 時，對稱面激波形狀觀察不到明顯變化，頭部熱流較無噴流工況略有減小，隨著噴流總壓的增大，駐點區(qū)域激波脫體距離逐漸增大，駐點熱流逐漸減小，但無干擾區(qū)域熱流變化不大。

圖4 Φ3mm 無噴流時的降熱特性Fig.4 Heat Flux Reduction Characteristics without Jet (Φ3mm)

圖5 Φ3mm 各噴流總壓對稱面表面熱流Fig.5 Surface Heat Flux with Differen Jet Total Pressure(Φ3mm)

為進一步量化分析噴流總壓、噴管直徑對駐點區(qū)域降熱影響，圖6～8 分別給出了Φ3 mm、Φ6 mm、Φ12 mm 噴管各噴流總壓對稱面中心線熱流及壓力分布。由圖6 至圖8 可知，相同噴流總壓條件下隨著噴管直徑增大，駐點區(qū)域熱流顯著降低，非駐點區(qū)域峰值熱流也降幅顯著；相同噴管直徑條件下隨著噴流總壓提高，駐點區(qū)域熱流降幅顯著，但局部非駐點局域呈現(xiàn)不同規(guī)律：較小噴管直徑（Φ3 mm、Φ6 mm）條件下非干擾區(qū)峰值熱流隨距離理論駐點位置的距離增大先降低再增高；較大噴管直徑（Φ12 mm）條件下非干擾區(qū)峰值熱流呈單調(diào)降低趨勢。從壓力分布上也可以觀察到，噴管周邊存在明顯高壓再附帶，而且隨著噴流總壓提高再附愈發(fā)明顯；Φ12 mm 噴管直徑由于噴流質(zhì)量流率增大，再附影響稍微減弱。

圖6 Φ3mm 對稱面中心線熱流及壓力分布Fig.6 Distributions of Surface Heat Flux and Pressure Along Middle Line (Φ3mm)

圖7 Φ6mm 對稱面中心線熱流及壓力分布Fig.7 Distributions of Surface Heat Flux and Pressure Along Middleline (Φ6mm)

圖8 Φ12mm 對稱面中心線熱流及壓力分布Fig.8 Distributions of Surface Heat Flux and Pressure Along Middleline (Φ12mm)

綜上所述，對于完全逆向噴流工況，大噴口直徑、大噴流總壓噴流可以顯著降低駐點表面熱流。為了進一步研究單噴管逆向噴流降熱的適應(yīng)性，進一步針對Φ6 mm、Φ12 mm 噴口直徑開展了高度45 km、馬赫數(shù)10、攻角15°、側(cè)滑角0°工況的計算分析研究。

圖9、圖10 分別給出了15°攻角下Φ6 mm、Φ12 mm噴口直徑不同噴流總壓下對稱面中心線熱流分布。可以看到，在噴流不完全正對來流的工況下，由于幾何駐點與物理駐點不重合，物理駐點處的熱流與無噴流工況相當，而且噴流孔周圍還出現(xiàn)了高于駐點熱流高熱流帶，且在相同的噴流總壓下，隨著噴口直徑的增加，高熱流帶的范圍也進一步增大。

圖9 Φ6mm 對稱面中心線熱流分布（攻角影響）Fig.9 Distributions of Surface Heat Flux Along the Middleline(Φ6mm,AOA’s Effects)

圖10 Φ12mm 對稱面中心線熱流分布（攻角影響）Fig.10 Distributions of Surface Heat Flux Along the Middleline(Φ12mm,AOA’s Effects)

分析發(fā)現(xiàn)，當噴流不正對來流時，噴流甚至?xí)鸶哂跓o噴流工況下的干擾熱流，而且增大噴流孔直徑會引起干擾熱流帶面積的增大。因此，將逆向噴流降熱技術(shù)應(yīng)用在高超聲速飛行器上時，采用單噴管逆向噴流方案的適應(yīng)性是非常有限的。

3 多噴管逆向噴流降熱特性研究

仍然選取上述分析采用的某高超聲速飛行器頭部開展研究，在飛行器頭部球頭上對稱的布置多個噴管，單個噴管噴口直徑為Φ3 mm，計算工況選為高度50 km、馬赫數(shù)15、攻角15°、側(cè)滑角0°，該工況無噴流時頭部熱流峰值約為3100 kW/m2，噴流總溫取為300 K，噴流工質(zhì)為空氣。

19 個噴管均沿飛行器頭部球頭表面法向方向布局，其中噴管1 位于頭部幾何中心頂點，噴管1、10、11 中心線位于頭部縱對稱面內(nèi)，噴管1、2、7、12、17 位于頭部橫對稱面內(nèi)，噴管2、3、4、5、6、7、8、9 與噴管12、13、14、15、16、17、18、19 相對縱對稱面對稱。定義噴管軸線與球頭頂點法線夾角為θ，定義噴管軸線在頭部橫截面內(nèi)的投影與橫對稱面的夾角為φ，各噴管詳細的布局如表1 所示。

表1 噴管詳細布局Tab.1 Detailed Layout of Nozzles

圖11 給出了多噴管噴流總壓分別取為0.45 MPa和0.9 MPa 下多噴管逆向噴流下頭部對稱面馬赫數(shù)云圖，可以看出，噴流總壓0.45 MPa 下頭部表面最大熱流約為1600 kW/m2，噴流總壓0.9 MPa 下頭部表面最大熱流約為1100 kW/m2，2 種噴流總壓下，激波均被顯著的推離壁面，表面熱流均顯著減小。

圖11 多噴管逆向噴流下頭部對稱面馬赫數(shù)云圖Fig.11 Contours of Mach Number with Micro Counterflowing Jets Array

噴流總壓取為0.9 MPa，圖12 分別給出了高度50 km、馬赫數(shù)15、攻角30°、側(cè)滑角0°工況和高度50 km、馬赫數(shù)15、攻角15°、側(cè)滑角5°工況下的多噴管逆向噴流下頭部的表面熱流，2 種工況下頭部最大熱流密度分別不超過100 kW/m2和550 kW/m2，顯示該多噴管布局對于大攻角和有側(cè)滑的情況下均獲得了顯著的降熱效果。

圖12 多噴管逆向噴流下頭部的表面熱流Fig.12 Contours of Surface Heat Flux with Micro Counterflowing Jets Array

綜合上述的研究結(jié)果表明，相比單噴管逆向噴流降熱，多噴管逆向噴流降熱具有更好的魯棒性，更能滿足工程應(yīng)用的需求。

4 結(jié)束語

本文對高超聲速飛行器逆向噴流技術(shù)進行研究，介紹了逆向噴流的降熱機理，簡要總結(jié)了國內(nèi)外在逆向噴流降熱技術(shù)方面取得重要研究成果，并針對某高超聲速飛行器頭部，開展了單噴管逆向噴流降熱特性和多噴管逆向噴流降熱技術(shù)的研究，取得了以下成果：

a）揭示了完全逆向噴流、大噴口直徑、大噴流總壓（對應(yīng)大的噴流來流壓力比和大的噴流質(zhì)量流率）噴流可以顯著降低駐點表面熱流，但同時也可以看出，單噴管逆向噴流降熱對于高超聲速飛行器飛行攻角等有明確的限制，反映單噴管逆向噴流降熱工程適應(yīng)性較低。

b）通過對多噴管逆向噴流降熱特性的研究，顯示多噴管逆向噴流降熱是一種更為魯棒的降熱技術(shù)，具有較好的工程適應(yīng)性，但同時也可以看出，多噴管逆向噴流的流場結(jié)構(gòu)非常復(fù)雜，給多噴流逆向噴流降熱的應(yīng)用帶來了一定的困難，包括多噴管噴流的布局設(shè)計問題等。