能量沉積減阻技術(shù)機(jī)理及相關(guān)問題研究進(jìn)展

韓路陽，王斌，蒲亮，陳青，鄭海濱

32272部隊51分隊，蘭州 210016

能量沉積(Energy Deposition, ED)是指在飛行器前部一定距離通過電極放電、激光激勵、微波等措施制造一個高能量等離子體區(qū)域，利用該等離子體與飛行器頭部弓形激波相互作用，改善飛行器前方的流場結(jié)構(gòu)和激波結(jié)構(gòu)的一種減阻方式。

關(guān)于能量沉積減阻的理論與技術(shù)研究工作，國外相對起步較早。1978年，Myrabo提出采用激光能量沉積方式減阻的構(gòu)想，開辟了能量沉積減阻的技術(shù)思路。1994年，Myrabo和Raizer提出了“激光引致空氣錐”(Laser-Induced Air Spike)的概念，即利用激光誘導(dǎo)飛行器前方的弓形激波轉(zhuǎn)化為阻力較小的斜激波。這種減阻方式不直接改變飛行器的氣動外形，能量利用率高，克服了其他主動減阻技術(shù)的多項技術(shù)缺陷。圍繞這一技術(shù)構(gòu)想的實現(xiàn)，多國科學(xué)家相繼開展了多方面的探索研究和實驗。Bracken等基于空氣錐的概念進(jìn)行了馬赫數(shù)=10條件下等離子炬的電弧放電能量沉積實驗，獲得了較好的減阻收益。Minucci和Salvador等提出了相似的“定向能空氣錐”(Directed Energy Air Spike, DEAS)的概念，并基于此概念進(jìn)行了一系列模型實驗和數(shù)值仿真研究。Kim等通過實驗觀測和理論分析指出，尖峰的形成主要是由于渦環(huán)的堆積形成的，并詳細(xì)研究了不同能量注入頻率下渦環(huán)相互作用的特點規(guī)律。

隨著人們對能量沉積研究的不斷深入，除飛行器減阻外，能量沉積方法開始被廣泛應(yīng)用于諸如減弱Edney IV型激波相互作用、改善超燃沖壓發(fā)動機(jī)性能、調(diào)節(jié)飛行器偏轉(zhuǎn)力矩等多個方面，并逐漸與磁流體力學(xué)(Magneto Hydrodynamics, MHD)、計算流體力學(xué)(Computational Fluid Dynamics, CFD)、等離子體動力學(xué)(Plasma Dynamics)等前沿學(xué)科相交叉，成為各航天大國爭奪的戰(zhàn)略制高點。2005年，等離子體動力學(xué)被美國空間科學(xué)研究局列為未來幾十年保持技術(shù)領(lǐng)先地位的六大技術(shù)之一，美國航空航天學(xué)會(AIAA)也將以等離子體氣動激勵為代表的主動流動控制技術(shù)列為十項航空航天前沿技術(shù)之一。2006年，中國國防科工委將等離子體推進(jìn)技術(shù)列入國防基礎(chǔ)研究“十一五”發(fā)展規(guī)劃之中，包含飛行器流動控制問題在內(nèi)的航空航天重大力學(xué)問題也在2016年的“十三五”發(fā)展規(guī)劃中被列為“面向國家重大戰(zhàn)略任務(wù)重點部署的基礎(chǔ)研究”。

從大量文獻(xiàn)資料看，目前相關(guān)國家的研究課題主要集中在能量沉積后的等離子體產(chǎn)生過程、等離子體與弓形激波的相互作用過程、不同時間飛行器頭部壓力和熱流的變化規(guī)律及機(jī)理分析、影響能量沉積效果的關(guān)鍵參數(shù)和評價標(biāo)準(zhǔn)、能量沉積對激波干擾、邊界層分離、減小音爆現(xiàn)象的影響等方面，研究方法主要采用數(shù)值仿真和實驗測量兩種。本文基于能量沉積領(lǐng)域國內(nèi)外經(jīng)典研究成果對能量減阻的原理和發(fā)展現(xiàn)狀加以綜述,并對能量沉積未來的研究方向作出展望。

1 能量沉積的作用機(jī)理

根據(jù)能量源種類、飛行器頭部形狀、能量施加方式的不同，不同的能量沉積作用時間和飛行器頭部溫度梯度分布等存在細(xì)節(jié)差異，但作用過程大致都可分為以下3個步驟：① 高溫等離子體的形成和變形；② 高溫等離子體與弓形激波相互作用；③ 飛行器頭部壓力和熱流的恢復(fù)。其中，步驟 ② 是能量沉積減阻的關(guān)鍵過程，人們通過紋影實驗和數(shù)值仿真已經(jīng)較好的展示了能量過程中壓力和熱流的變化規(guī)律。本節(jié)以激光能量沉積為例，對能量沉積過程的物理現(xiàn)象及其機(jī)理進(jìn)行綜述。

1.1 高溫等離子體的形成與變形

脈沖激光聚焦在飛行器頭部一定距離后，高溫區(qū)域空氣形成等離子體，并隨著等離子體密度的增加在時間和空間上不斷演化。Kandala等詳細(xì)介紹了等離子體的形成過程：最初的電子通過多光子電離(MPI)釋放，隨后的電子通過級聯(lián)電離釋放而使加熱區(qū)域的氣體電離(見圖1(a))；初級的級聯(lián)電離發(fā)生在激光匯聚點周圍一個很小的區(qū)域，來自強(qiáng)加熱區(qū)域的熱量通過輻射被周圍的較冷空氣吸收進(jìn)而獲得吸收光的能力，這一過程被稱為輻射機(jī)制。Raǐzer認(rèn)為，這種機(jī)制導(dǎo)致了激光能量可以在較大體積分布。宏觀上，這一過程體現(xiàn)為等離子高溫區(qū)域的膨脹(見圖1(b))；等離子體快速膨脹形成爆轟波，并將壓力傳導(dǎo)到周圍的氣體。

圖1 空氣中的激光能量沉積過程示意圖[15]Fig.1 Sequence of steps leading to laser energy deposition in air[15]

Kandala等建立了11組分氣體模型，基于美國斯坦福大學(xué)Laux等提出的雙溫度模型，采用了一種廉價高效的半隱式方法對等離子體的形成進(jìn)行了數(shù)值仿真(見圖2)，并與Adelgren等的實驗結(jié)果(見圖3)進(jìn)行比較，吻合程度很好。

圖2 t=2 μs時靜止空氣中激光能量沉積等離子體溫度等值線[15]Fig.2 Contours of temperature in plasma region at t=2 μs for laser energy deposition in quiescent air[15]

圖3 空氣激光誘導(dǎo)放電時均瑞利散射圖像時間序列[18]Fig.3 Time sequence of time averaged Rayleigh scattering images for laser-induced discharge in air[18]

Alberti等在更高的納秒尺度上對等離子體的演化進(jìn)行了觀測，在橢圓形的初始結(jié)構(gòu)中觀察到了更細(xì)致的雙葉結(jié)構(gòu)(Two-Lobed Structure)，即兩個沿相反方向運(yùn)動的等離子體波瓣(見圖4)；在隨后的研究中，該團(tuán)隊又用數(shù)值仿真驗證了這一變化規(guī)律(見圖5,圖中:為振動特征溫度)。

圖4 實驗中激光等離子體的發(fā)射[19]Fig.4 Emission from laser-generated plasma during experiment[19]

Dors等提出了一種CFD模型，展示了沖擊波產(chǎn)生過程中的流體現(xiàn)象和激光火花衰減的特征規(guī)律，說明了火花衰變不對稱效應(yīng)的原因，并與Chen等的實驗結(jié)果相比較，二者結(jié)果符合很好。研究表明，衰減的火花形成“背靠背”旋渦，并在火花前端(離入射光束最遠(yuǎn)的火花末端)圍繞光軸形成環(huán)形圖案(見圖6)。

圖5 等離子體放電過程中振動溫度的演化[20]Fig.5 Plasma evolution of vibronic temperature during discharge[20]

對高溫等離子體的演變規(guī)律研究十分必要。理論分析中，等離子體常常被簡化為一個幾何形狀規(guī)則的加熱區(qū)域，而在實際研究中，特別是對于能量沉積的數(shù)值仿真，等離子體模型的構(gòu)建直接影響了后續(xù)仿真結(jié)果。

圖6 實驗和計算的火花衰變圖像[21]Fig.6 Experimental and computational laser-spark decay graphs[21]

1.2 高溫等離子體與弓形激波相互作用

能量沉積主要有兩種物理效應(yīng)產(chǎn)生減阻效果：一是局部溫度升高導(dǎo)致局部聲速增加，馬赫數(shù)降低；二是低密度尾跡與鈍體弓形激波的耦合對其進(jìn)行優(yōu)化。其中后者，即等離子體的高溫低密度區(qū)域?qū)渭げǖ男螤顑?yōu)化，是能量沉積減阻的主要原因。以往的研究中，人們發(fā)現(xiàn)了能量沉積對飛行器頭部阻力影響的作用規(guī)律具有相似性，即在每次作用過程中存在三次壓力增長和兩次壓力降低(見圖7)。Sakai等詳細(xì)展示了每次壓力變化對應(yīng)的作用機(jī)理和流動現(xiàn)象。

圖7 無量綱駐點壓力(球面，Ma=3.45，激光聚焦于上游一倍直徑)的時間演化[20]Fig.7 Time evolution of nondimensional stagnation point pressure (sphere geometry, Ma=3.45, laser focused one diameter upstream)[20]

1.2.1 透鏡效應(yīng)與第1次壓力降低

如圖8所示，等離子體產(chǎn)生的爆轟波與弓形激波相互作用，局部溫度升高，聲速升高進(jìn)而馬赫數(shù)降低，導(dǎo)致弓形激波變形。當(dāng)爆轟波及其內(nèi)部的能量區(qū)域完全進(jìn)入弓形激波后，與飛行器頭部壁面接觸導(dǎo)致了壁面壓力的第一次升高。隨后爆轟波在壁面進(jìn)行反射，這種反射帶來的逆向流動傾向于壓縮變形的弓形激波和反射爆轟波之間的氣體，來流在這一區(qū)域被加速到超聲速，進(jìn)而產(chǎn)生激波“SW1”——“SW1”在壁面的反射以及反射后的“SW1”是后續(xù)流場作用導(dǎo)致壓力降低的重要因素。上述作用效應(yīng)過程導(dǎo)致弓形激波頭部發(fā)生初步變形，飛行器頭部產(chǎn)生了高密度區(qū)。這種形狀類似于凸透鏡的弓形激波形變被稱作透鏡效應(yīng)(Lensing Effect)。透鏡效應(yīng)是高溫等離子體區(qū)域與弓形激波在能量沉積初始階段相互作用的經(jīng)典現(xiàn)象，后期能量沉積減阻的作用過程也主要發(fā)生在透鏡效應(yīng)的區(qū)域內(nèi)。在以往的許多研究中均有對透鏡效應(yīng)的記載(見圖9～圖11)。值得注意的是，透鏡效應(yīng)特指弓形激波在等離子作用下變形產(chǎn)生的凸透鏡形狀區(qū)域，其邊界和飛行器頭部反射的爆轟波及反射的“SW1”重合度較高，應(yīng)注意區(qū)分。

圖8 激光誘導(dǎo)等離子體和激波相互作用的紋影圖和密度等值線對比(1)[13]Fig.8 Comparison of interaction between laser-induced plasma and shock wave (Schlieren photograph and density contour)-(1)[13]

圖9 紋影圖像中的透鏡效應(yīng)[11]Fig.9 Lensing effect in schlieren photograph[11]

圖10 數(shù)值模擬壓力梯度中的透鏡效應(yīng)(1)[11]Fig.10 Lensing effect in pressure gradient photograph by numerical simulation (1)[11]

圖11 數(shù)值模擬壓力梯度中的透鏡效應(yīng)(2)[20]Fig.11 Lensing effect in pressure gradient photograph by numerical simulation (2)[20]

Georgievskii等指出，由于透鏡效應(yīng)區(qū)域內(nèi)的溫度不均勻性，在SW1產(chǎn)生的過程中，其表面附近區(qū)域產(chǎn)生了高亞聲速的高溫射流，將大部分加熱氣體帶到激波層的外部，并以等熵膨脹方式向飛行器身部方向傳播，導(dǎo)致氣體壓力、密度和溫度的下降，體現(xiàn)為膨脹波。膨脹波傳播到飛行器頭部表面導(dǎo)致了壁面壓力的第一次降低。

1.2.2 渦環(huán)的產(chǎn)生與第2次壓力降低

在變形的弓形激波頭部，人們觀測到了等離子體與激波作用區(qū)域當(dāng)中渦環(huán)的產(chǎn)生。研究表明，能量沉積過程中，斜壓效應(yīng)(Baroclinic Effect)是渦產(chǎn)生的主要原因。斜壓效應(yīng)是指由R-M(Richtmyer-Meshkov)不穩(wěn)定性帶來的一種渦度的重要來源。

式(1)是流體渦度方程:

(1)

式中:為渦度；為時間；為流速；為壓力；為密度。方程右端最后一項體現(xiàn)了密度梯度與壓力梯度不平行時所產(chǎn)生的渦度，即斜壓項。右側(cè)的第1項代表渦管的拉伸和彎曲，第2項代表渦的可壓縮性。由于激波層中渦環(huán)的變形和壓縮變化不大，因此可以用斜壓效應(yīng)的大小來估計渦度的大小。Ogino等給出了等離子體低密度區(qū)和弓形激波相互作用過程中飛行器頭部渦度的估計式：

(2)

式中：為低密度區(qū)域氣體密度；為激波后壓力；為來流馬赫數(shù)；為低密度區(qū)域半徑；為氣體比熱比；為激波脫體距離，對于球錐形頭部的能量沉積，可由Billig的估計式計算：

(3)

Kim等通過實驗觀測了激光能量沉積在球頭產(chǎn)生渦環(huán)及渦環(huán)的衍生過程，其研究指出，根據(jù)畢奧-薩伐爾定律，渦環(huán)不斷吸引其逆流方向的渦環(huán)并產(chǎn)生交替的俯仰偏航運(yùn)動，在飛行器頭部由于K-H(Kelvin-Holtz)不穩(wěn)定性的存在導(dǎo)致了渦系的產(chǎn)生；在激光頻率較高的情況下，旋渦在頭部發(fā)生堆積，形成了類似空氣錐的準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)。類似的渦系形成機(jī)理在Reynolds等對渦街演化的研究中也有介紹。

如圖12所示,SW1產(chǎn)生后沿流向傳播到達(dá)飛行器頭部，帶來了第2次壓力上升。隨后SW1在壁面反射，反射后的SW1與低密度區(qū)域相互作用，形成了一個旋渦堆積的回流區(qū)域，即上述的準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)。

圖12 激光誘導(dǎo)等離子體和激波相互作用的紋影圖和密度等值線對比(2)[26]Fig.12 Comparison of interaction between laser-induced plasma and shock wave (Schlieren photograph and density contour)-(2)[26]

Anderson等對圓柱體在細(xì)長加熱區(qū)域作用下的能量沉積進(jìn)行了數(shù)值模擬，清晰地展現(xiàn)了渦系準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)等一系列流體現(xiàn)象，如圖13所示。渦系后產(chǎn)生的膨脹波傳播到飛行器頭部表面，導(dǎo)致了第2次壓力降低。這一階段的膨脹波和帶來第1次壓降的膨脹波成因類似。Georgievskii和Levin的研究表明，反射SW1帶來的逆流和來流之間的高溫氣體在側(cè)面以射流的形式被擠出，射流在向飛行器身部運(yùn)動過程中進(jìn)行等熵膨脹，形成膨脹波作用于飛行器頭部。王殿愷等的研究指出，第2次壓力降低除了來自渦系帶來的膨脹波作用以外，在渦系形成之前，反射后的SW1逐漸離開鈍頭體表面從而導(dǎo)致表面附近的高溫氣體膨脹，也帶來了波阻的小幅度降低。

圖13 數(shù)值模擬紋影圖像[31]Fig.13 Numerical simulation schlieren[31]

1.2.3 壓縮波的聚集和頭部壓力、熱流的恢復(fù)

如圖14中b所示，扭曲的接觸面隨著時間的推移變成“雙綻放”(Double-Blooming)形狀，其本質(zhì)是反射的SW1的聚集。聚集變形的SW1在其穩(wěn)態(tài)位置有恢復(fù)形態(tài)的趨勢。Zheltovodov等指出，在這一過程中，平臥激波(Procumbent Shock)開始在飛行器頭部一定區(qū)域形成，進(jìn)而使沿球體膨脹的渦環(huán)結(jié)構(gòu)(即聚集的反射的SW1)被λ激波包圍，引起了幅度較小、局部化的第3次壓力上升。對平臥激波的形成和λ激波的演化，何剛發(fā)展了對λ激波空間位置的理論預(yù)測方法,比較深入的研究了其內(nèi)在的壓力特性機(jī)理。上述激波結(jié)構(gòu)的產(chǎn)生來源于反射的SW1的聚集，如果利用合適的高頻能量沉積抑制此再壓縮過程，減阻效果將得以持續(xù)，這是未來的研究方向之一。

圖14 激光誘導(dǎo)等離子體和激波相互作用的紋影圖和密度等值線對比(3)[26]Fig.14 Comparison of interaction between laser-induced plasma and shock wave (Schlieren photograph and density contour)-(3)[26]

隨著弓形激波開始逐漸恢復(fù)形狀，透鏡效應(yīng)逐漸減弱，弓形激波松弛到未添加能量沉積之前的位置，駐點附近的小尺度渦旋逐漸耗散，流場逐漸恢復(fù)到未添加能量沉積狀態(tài)。

能量沉積的作用過程涉及流體力學(xué)現(xiàn)象多、作用過程復(fù)雜。為便于直觀理解，針對能量沉積作用過程中對壓力變化造成影響的主要因素列出了概念圖，詳見附錄A。

值得注意的是，能量沉積帶來的負(fù)面影響之一是給飛行器頭部帶來了較高的熱流，其來源主要有兩種：一是激波相互作用帶來的空氣加熱，二是邊界層和身部之間黏性流動帶來的空氣加熱，而由Edney IV型激波相互作用帶來的熱流增加是最主要因素。能量沉積本身制造的高溫區(qū)域?qū)︼w行器頭部的熱流增加則不是很明顯——只有小部分能量加熱了表面，大部分能量對流到了下游。研究表明，由Edney IV型激波相互作用產(chǎn)生的超音速射流是熱流增加的根本原因，如果能控制超音速射流的產(chǎn)生，便能減弱熱流；Yan等對能量沉積產(chǎn)生的熱流增長隨時間的變化規(guī)律進(jìn)行了研究，與壓力變化規(guī)律相似，熱流同樣存在3個峰值。第1個峰值出現(xiàn)在能量脈沖之后，反映的是能量沉積高溫區(qū)域的熱輻射效應(yīng)；第2個峰值對應(yīng)沖擊波與弓形激波的相互作用，沖擊射流的特性改變，導(dǎo)致了熱流密度和表面壓力的增加；第3個峰值是由于高溫區(qū)域撞擊到表面上，從而將熱量傳遞到表面。在此期間，撞擊射流完全扭曲。

人們?yōu)闇p弱能量沉積帶來的熱流增長做了許多努力，目前最主要的方法是采用能量沉積與加裝減阻桿、逆向噴流等減阻方式相結(jié)合。戰(zhàn)培國對一種新型的“雙氣體組合”能量沉積方式進(jìn)行了綜述，即在傳統(tǒng)能量沉積基礎(chǔ)上加入氫氣和惰性氣體(如氮?dú)?的噴流，并使氫氣在能量沉積區(qū)域燃燒(見圖15)。研究表明，該方法能有效增加能量沉積效率，同時惰性氣體起到了防熱的作用。Shneyder等通過數(shù)值模擬驗證了針狀熱源的能量投放相當(dāng)于加裝減阻桿和固定位置能量投放的組合，能用更少的能量達(dá)到目標(biāo)減阻量。

圖15 “雙氣體組合”能量沉積示意圖[37]Fig.15 “Double gas combination” energy deposition[37]

2 能量沉積的關(guān)鍵參數(shù)

有多種參數(shù)影響能量沉積的效果，在不同的流場條件下，只有正確的參數(shù)選擇才能夠保證良好的能量沉積效果。目前，人們已經(jīng)對能量沉積的關(guān)鍵參數(shù)及其作用規(guī)律進(jìn)行了廣泛細(xì)致的研究。

2.1 能量沉積的效果評價

2.1.1 無量綱能量

除去荷載能量沉積系統(tǒng)所需能量和能量沉積聚焦過程中的系統(tǒng)能量耗散，制造能量沉積區(qū)域所需要的能量即看作是飛行器用于能量沉積消耗的能量，其大小影響了飛行器燃油或推進(jìn)劑的荷載和分配，確定合適的能量值至關(guān)重要。

設(shè)無量綱能量(Energy，)沉積參數(shù)為

=(,,)()

(4)

式中：為能量單位，表示每單位體積單位時間的能量；和分別為體積中的能量沉積分布函數(shù)和無量綱時間函數(shù)。對穩(wěn)定的能量沉積，=1，能量沉積時間內(nèi)體積沉積總能量為

(5)

則每單位體積在內(nèi)的總沉積能量為

(6)

在應(yīng)用中，常使用無量綱能量參數(shù)：

(7)

式中:為來流密度;為比定壓熱容;為來流速率;為來流溫度;式(7)分母表示體積內(nèi)的靜焓和時間內(nèi)通過橫截面的靜焓通量。對穩(wěn)定的能量沉積，有

(8)

式中:為比熱比。

類似的，如果以質(zhì)量微元為研究對象，可以得到相近的形式:

(9)

式中:為鈍頭飛行器的橫截面積；為時間間隔內(nèi)在體積中單位質(zhì)量的能力沉積。對穩(wěn)定的能量沉積，有

(10)

式中：為單位質(zhì)量單位時間增加的能量，其形式與(4)類似。

Skvortsov和Kuznetsov將定義為能量沉積功率與焓流之比，亦在理論分析中得到應(yīng)用：

(11)

式中:為鈍頭體直徑。

2.1.2 減阻率

減阻率(Efficiency of Drag Reduction,)是最直接體現(xiàn)能量沉積減阻效果的參數(shù)，其值為有能量沉積時的阻力與無能量沉積時的阻力之比，也等于固定來流速度下有能量沉積的總能量消耗與無能量沉積時的總能量消耗之比，即

(12)

式中：為有能量沉積時的阻力；為無能量沉積時的阻力。較小的值對應(yīng)著良好的減阻效果。

2.1.3 能量沉積效率

能量效率(Efficiency of Energy,)為飛行器克服阻力所用的能量占能量沉積總能量的比值，一般用表示。較大的值對應(yīng)更有效的能源利用率，即

(13)

認(rèn)為流動無阻塞且阻力系數(shù)恒定，能量效率可表示為

(14)

式中:為能量沉積區(qū)域的橫截面積。

對鈍頭體≈1。當(dāng)能量沉積區(qū)域過大超過了鈍頭飛行器的橫截面積時，對空氣，=(-1)2≈07，即由阻力減小而節(jié)約的能量小于加熱氣體所沉積的能量。因此，縮小能量沉積區(qū)域橫截面積十分必要。

(15)

假設(shè)對()不敏感，式(15)表明能量效率隨著能量沉積區(qū)域橫截面積減小和的升高而顯著提高。Ogino等的數(shù)值計算結(jié)果驗證了與的平方成正比，從能量效率的角度而言能量沉積法更適用于高超聲速飛行器減阻。方娟等的研究同樣得出了類似的結(jié)論，而在Erdem等的實驗研究結(jié)論中，與成正比的說法是不準(zhǔn)確的。

對頻率為、脈沖能量為高頻能量沉積，有:

(16)

易知，還與存在相關(guān)性：

(17)

2.2 能量沉積的影響參數(shù)

影響能量沉積效果的參數(shù)主要有沉積能量、能量沉積位置、來流馬赫數(shù)等。需要注意的是，這些參數(shù)之間往往存在相互制約的關(guān)系，很少存在單一變量能夠獨(dú)立影響能量沉積的最終效果。因此追求好的減阻效果要針對具體流場條件具體選擇合適的參數(shù)。

2.2.1 沉積能量

在實際應(yīng)用中，能量沉積裝置存在較大的能量耗散，必須加以考慮。例如電極放電能量沉積，由于耗散、電極燒蝕和熱傳導(dǎo)等原因，電能對等離子體能量的傳遞效率僅為31%。本節(jié)重點討論等離子體本身能量，實際應(yīng)用中的能量轉(zhuǎn)化效率則不予討論。

文明等通過研究等離子體與正激波的作用指出，沉積能量越高，等離子體寬度隨沉積能量增大而增大，擴(kuò)大其影響區(qū)域，提高了減阻效果；王殿愷等對3種尺寸的鈍頭體進(jìn)行了數(shù)值仿真，指數(shù)擬合得到了-曲線和-曲線，并總結(jié)了如下式的關(guān)系：

(18)

(19)

可見提升沉積能量強(qiáng)度會提高減阻率，但隨著沉積能量的增加，減阻率的提高越趨有限，并且沉積能量強(qiáng)度的提升帶來的是更多的能量損失即更低的能量的效率。尋找合適的沉積能量強(qiáng)度以同時達(dá)到較高的減阻率和較高的能量效率是工程應(yīng)用中要關(guān)注的重點問題。

將能量沉積法與其他主動減阻方法結(jié)合可做到在更低的能量輸入下獲得更高的減阻率。如Kolesnichenko等采用較長的針狀熱源進(jìn)行能量沉積，其本質(zhì)是能量沉積和加裝減阻桿方式的結(jié)合，這種方式在較低的能量輸入條件下也可獲得很好的減阻率。Georgievsky等也通過數(shù)值模擬驗證了這種組合方式的優(yōu)越性。

2.2.2 能量沉積位置

目前研究中，能量沉積位置多集中在飛行器頭部正前方一定距離處，對于有攻角的位置研究相對較少。設(shè)等離子體到鈍頭體駐點的距離為：

1) 當(dāng)過大時，等離子體波陣面?zhèn)鬏數(shù)焦渭げ〞r能量損耗已經(jīng)很大，不足以使弓形激波產(chǎn)生明顯的變化，此時對變化不敏感，Erinc等將這種現(xiàn)象稱為“距離穩(wěn)定”(Distance Stabilisation)。

2) 當(dāng)過小時，等離子體波陣面更早地與弓形激波相互作用，第1次阻力上升的峰值提前出現(xiàn)且更大，阻力的最小值也更小。當(dāng)足夠小時，等離子體與弓形激波作用形成的壓縮波較強(qiáng)，再減小已經(jīng)不能使產(chǎn)生明顯提升，低密度區(qū)的演化范圍也較小，同時能量沉積位置離物面過近會導(dǎo)致熱流的急劇上升。

對不同的流場條件和飛行器外形，總存在一個最合適的使得和達(dá)到最大，設(shè)為()。()的值與密切相關(guān)，越大，取得()的位置就越遠(yuǎn)離鈍頭體。王殿愷等通過擬合得到了()和的關(guān)系式：

(20)

可見當(dāng)足夠大時，()保持在某個特定位置附近。

2.2.3 能量重復(fù)頻率

瞬時能量沉積作用時間短，減阻效果不明顯，利用高頻能量發(fā)生器對飛行器前方進(jìn)行連續(xù)性的能量沉積是更有效的方法。

當(dāng)能量脈沖重復(fù)頻率不高時，脈沖之間沒有相互作用或作用不明顯，駐點壓力很快恢復(fù)到穩(wěn)態(tài)值。此時相當(dāng)于瞬時能量沉積在時間上的簡單疊加。

隨著的提升，減阻量與呈線性正相關(guān)。Kim等在=194的風(fēng)洞中對平頭圓柱的高頻能量沉積進(jìn)行了實驗，證實了阻力隨線性減小。而隨著的升高先升高后降低，即存在一個最合適的以同時獲得較高的和。方娟等通過數(shù)值模擬也得到了上述的結(jié)論，同時觀測到隨著的提升，阻力振蕩逐漸減小。而阻力不能通過的升高無限降低，存在一個降低的極限值。

對于減阻量和的線性關(guān)系，目前的研究多是通過實驗得到，在理論層面則多停留在定性解釋的層面。Sakai等認(rèn)為，的升高使得脈沖間的相互作用變得明顯，建立了準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)的空氣錐；方娟等進(jìn)一步指出，的升高擴(kuò)大了空氣錐的范圍，使空氣錐變得更尖銳。王金霞等通過數(shù)值模擬指出，當(dāng)足夠高時，相當(dāng)于在飛行器頭部施加連續(xù)能量沉積，空氣錐的結(jié)構(gòu)已經(jīng)很穩(wěn)定，再升高對空氣錐的形狀變化已經(jīng)不明顯，因此對的提升貢獻(xiàn)不是很大，產(chǎn)生過高的反而降低了。

為將能量沉積的位置和頻率綜合考慮，Tretyakov等給出了結(jié)合能量沉積位置和能量沉積頻率的一種參數(shù)定義。設(shè)為脈沖重復(fù)頻率，定義為脈沖間隔時間與自由流從能量沉積位置到物面的流動時間之比，即

(21)

實驗結(jié)果表明，≈1時可獲得的最大值。

2.2.4 來流馬赫數(shù)

由式(21)已知，升高，能量沉積效率顯著提升。同逆向噴流減阻類似，在跨聲速條件下減阻率達(dá)到最大，而當(dāng)速度提升到超聲速范圍時波阻減小的速度減慢。當(dāng)進(jìn)入高超聲速范圍時，由于弓形激波強(qiáng)度提升，改變激波形狀所需的能量隨之提升，要保持較高的減阻率必須提升能量強(qiáng)度。這就導(dǎo)致不同的飛行器和流場條件存在一個最合適的和，使得在保證最大減阻率同時，做到能量的充分利用。

除此以外，和還綜合影響了能量沉積減阻效果的持續(xù)時間：更高的導(dǎo)致等離子體流向尺度的增長速度加快，可以延長減阻效果持續(xù)時間；而更高的則導(dǎo)致沖擊波的作用時間縮短，減少了減阻效果持續(xù)時間，這是能量沉積減阻在實際應(yīng)用中需考慮的問題之一。

3 能量減阻的實現(xiàn)條件

目前，在束流加速技術(shù)不斷發(fā)展的基礎(chǔ)上，能量發(fā)生器的研究也在加速深入。能量沉積要求其發(fā)生裝置具有功率高、時間分辨率高、便攜度好、沉積位置精準(zhǔn)等多種特點。以激光能量沉積為例，由于成本和整體系統(tǒng)的復(fù)雜性問題，激光能量沉積減阻一直沒有在工程中得到廣泛應(yīng)用，而目前的研究也是在概念研究階段。研究適用于飛行器能量沉積的緊湊型短脈沖激光發(fā)生器及其適配系統(tǒng)成為當(dāng)今的熱點問題。

在各類實驗中，現(xiàn)有激光器技術(shù)已經(jīng)可以基本滿足能量沉積減阻研究的需要。如二極管泵浦激光器(Diode Pumped Laser)的發(fā)展將在縮小激光器體積的基礎(chǔ)上大大提升激光器的功率效率(見圖16)，以啁啾脈沖放大技術(shù)(Chirped Pulse Amplification, CPA)為代表的高強(qiáng)度短脈沖激光技術(shù)將使能量沉積中較高水平的和得以實現(xiàn)。

圖16 一種小型封裝二極管激光發(fā)生器[55]Fig.16 Small-scale sealed diode laser[55]

根據(jù)晶體種類的不同，各類激光器在實驗中可以提供不同類型的能量沉積模式。摻釹釔鋁石榴石(Nd:YAG)激光器是最早、最著名，應(yīng)用最廣泛的激光器，適合各種激光生成模式；摻釹釩酸釔(Nd:YVO4)激光器的輸出特性優(yōu)于Nd:YAG激光器，其重復(fù)頻率和功率上限較高，但脈沖能量較??；摻釹氟化鋰釔(Nd:YLF)激光器的重復(fù)頻率和功率上限略低，但脈沖能量更高。此外，還有許多新型材料應(yīng)用于激光器，在此不再贅述。

就微波能量沉積而言，高功率微波源是高功率微波技術(shù)的核心器件，是實現(xiàn)微波能量沉積方法的重要器件，種類包括相對論磁控管、虛陰極振蕩器、等離子體振蕩器、返波振蕩器、固態(tài)功率源以及速調(diào)管振蕩器等。與小型激光發(fā)生器相比，適用于微波能量沉積的小型機(jī)載高功率微波源發(fā)展還不夠成熟，系統(tǒng)小型化、集成化程度還有很大的提升空間。同時，目前各國的研究主要集中于高功率微波武器的研制，對微波能量沉積減阻的應(yīng)用研究相對較少。我國在微波能量沉積減阻方面的研究相對滯后，但隨著適合機(jī)載的微波能量發(fā)生器的不斷發(fā)展和各類高功率微波武器的不斷改進(jìn)，微波能量沉積減阻的工程應(yīng)用也將成為現(xiàn)實。

采用針狀電極后，其減阻模式相當(dāng)于加裝減阻桿和能量沉積減阻的組合模式，由于結(jié)構(gòu)簡單、易于實現(xiàn)，在能量沉積減阻研究初期獲得了較多的關(guān)注。由于電極能量沉積的能量發(fā)生器放電電壓要求高、等離子體參數(shù)形成條件限制多、電極污染和打弧等負(fù)面現(xiàn)象難以消除等遠(yuǎn)遠(yuǎn)發(fā)展限制，現(xiàn)今國內(nèi)外很少進(jìn)行關(guān)于傳統(tǒng)電弧放電的工程化研究，而被更先進(jìn)的電火花放電合成射流所替代?；鸹ǚ烹姾铣缮淞髯鳛橐环N新型高效的主動流動控制技術(shù)被各航天大國所重視，其減阻方式屬于逆向噴流范疇，在此不再贅述。

4 結(jié)論與展望

1) 能量沉積減阻方式是一種高效的主動控制減阻方式，但由于其成本和系統(tǒng)復(fù)雜性，至今的研究多停留在理論層面，如何將理論投入工程應(yīng)用是需研究的重要問題。除減阻外，能量沉積還可用于改善超燃沖壓發(fā)動機(jī)性能、減弱音爆等多個方面，其研究前景十分廣闊。

2) 能量沉積減阻的直接原因是高溫等離子體對飛行器弓形激波外形的改變。能量沉積過程根據(jù)阻力變化可分為3個階段。在第2階段，由斜壓效應(yīng)在頭部產(chǎn)生的回流區(qū)(虛擬尖峰)對減阻的貢獻(xiàn)最大。

3) 評價能量沉積減阻效果要從減阻率和能量效率兩個方面綜合考慮。影響能量沉積減阻效果的因素有許多，包括沉積能量大小、能量沉積位置、能量重復(fù)頻率和來流馬赫數(shù)等。這些因素往往相互制約，在工程應(yīng)用中，需根據(jù)不同的飛行器外形和流場條件選擇合適的參數(shù)。

4) 能量發(fā)生器的發(fā)展已經(jīng)能夠滿足能量沉積的實驗需要，目前的重點問題是如何在保證低成本和高可靠性的條件下增強(qiáng)能量沉積系統(tǒng)對不同飛行器和流場條件的適用性，以使能量沉積減阻技術(shù)廣泛應(yīng)用于工程實踐當(dāng)中。

如本文所述,針對不同流場條件和飛行器頭部幾何外形提供了大量詳細(xì)的實驗法和實驗數(shù)據(jù)。我國的高焓風(fēng)洞試驗技術(shù)研究已經(jīng)取得了重大進(jìn)展，但是要滿足許多氣動特征的準(zhǔn)確模擬，并獲得能夠滿足工程需求精度的實驗數(shù)據(jù)還有一定的差距。對高焓流動的測量精度提升將是未來的發(fā)展方向之一。我國目前的能量沉積減阻研究方式以數(shù)值仿真為主，已經(jīng)較好的對一些主要的流動現(xiàn)象加以驗證和闡釋。但在以下方面需要進(jìn)行深入探索：

1) 氣體模型的構(gòu)建。國內(nèi)研究中氣體模型多為完全氣體或理想氣體模型，沒有考慮到氣體化學(xué)反應(yīng)對等離子體變化的影響。研究表明，采用理想氣體模型會導(dǎo)致激波作用下的壓力計算結(jié)果偏高，后期的流場演化過程偏慢?，F(xiàn)有研究已經(jīng)提供了許多較為成熟的氣體模型，如Fujiwara的4組分雙溫度模型、Candler和毛枚良等的11組分模型、Alberti等的19組分雙溫度模型等等，在以后的建模過程中要考慮真實氣體效應(yīng)，特別是高超聲速條件下的高焓流動模擬。

2) 等離子體的形成傳播機(jī)理和特點。我國目前的研究往往認(rèn)為激光能量瞬間注入，不考慮其中詳細(xì)的物理和力學(xué)過程，不能詳細(xì)解釋空氣對激光能量的吸收機(jī)理。關(guān)于等離子體的演化規(guī)律，我國已有初步的研究成果，今后的研究可以從能量點源形狀(考慮等離子體的膨脹和爆轟波的形成過程)對能量沉積效果的影響等方面進(jìn)行更細(xì)致的研究。

3) 飛行器頭部幾何外形和有攻角的流動?，F(xiàn)有研究多集中于球體、球頭圓錐、截錐等規(guī)則幾何外形，對實際飛行器的仿真頭部外形，特別是添加能量沉積系統(tǒng)后的外形仿真研究較少。且目前的流動多局限于穩(wěn)定平飛的情況，即來流與飛行器軸線平行，對飛行器起降、轉(zhuǎn)向等有攻角飛行的模擬較少。以后在建模過程中可以引入真實飛行器的頭部縮比模型，對安裝能量沉積系統(tǒng)帶來的幾何外形和流場變化加以考慮。

4) 除減阻外能量沉積的其他應(yīng)用研究。能量沉積在除減阻外的其他方面亦有廣闊的發(fā)展前景，例如改善超燃沖壓發(fā)動機(jī)進(jìn)氣性能、減弱音爆、抑制流動分離等。我國相關(guān)研究還比較少，經(jīng)典的算例大多來自國外。接下來的研究可依托數(shù)值仿真在這些領(lǐng)域開展研究，進(jìn)一步探索能量沉積流動控制技術(shù)在這些方面的實用效果及可行性。