高超声速单/多喷管逆向喷流降热特性研究

黄喜元，李小艳，杨 勇，陈 智，苗文博

（1.中国运载火箭技术研究院，北京，100076；2.中国航天空气动力技术研究院，北京，100074）

0 引 言

热防护一直是高超声速飞行器攻关研究中的一项核心关键技术问题[1,2]。传统高超声速飞行器热防护系统设计主要采用被动热防护设计，或者依靠防热结构和材料本身将热量吸收或辐射出去，如刚性陶瓷防热瓦、柔性毡式防热、高导热碳复合材料防热、盖板式防热等，达到保护飞行器内部结构的目的；或者通过自身材料质量的损失，如烧蚀热防护，吸收并带走大量的热，减少热量向内传递，从而保护飞行器内部结构能够正常工作。受材料体系限制，依靠研制新型的耐高温材料来解决高超声速飞行器的热防护问题不仅技术难度越来越大，研制周期长、研制成本高也成为制约飞行器性能进一步提升的瓶颈问题。

主动热防护技术由于冷却能力强、可以适应长时间高热流环境、设计灵活，可满足极端苛刻、严酷的气动加热环境，近年来受到了极大的重视。作为主动热防护技术之一的逆向喷流方法，由于可以显著降低飞行器的气动加热，成为高超声速飞行器主动热防护系统设计可选择的有效途径之一。逆向喷流降热技术的主要原理是在飞行器头部设置一个喷口，喷口喷射出来的气体将飞行器头部弓形激波更远地推离飞行器壁面，从而降低气动加热热量向飞行器内部传递，达到主动改善飞行器气动加热热环境的目的。

本文研究高超声速飞行器逆向喷流降热技术，针对某高超声速飞行器头部，开展了单喷管逆向喷流降热特性和多喷管逆向喷流降热技术的研究。重点呈现了使用单喷管逆向喷流和多喷管逆向喷流实现高超声速飞行器头部降热的一些重要特性和结论，反映了使用逆向喷流降低高超声速飞行器头部热流的技术可行性，单喷管逆向喷流降热的局限性和多喷管逆向喷流降热的鲁棒性和工程适应性等。

1 逆向喷流降热技术的主要研究成果

1.1 逆向喷流降热机理

日本九州大学Shigeru Aso 教授等[3～5]在超声速流场中逆向喷流的减阻降热试验中揭示了逆向喷流降热的作用机理，如图1 所示。

图1 逆向喷流在超声速主流中的流场结构[1]Fig.1 Flowfield Structure of Counterflowing Jet to Supersonic Mainstream

逆向喷流从喷口喷出后，先形成一个马赫盘，以平衡喷流压力与弓形激波后的来流压力。喷流与来流相遇形成接触面，逆向喷流受到自由来流阻挡而产生回流，重新附于物面，从而形成回流区，而自由来流由于喷流的阻挡而向周边流去，在回流再附点附近形成可压缩激波。由于喷流将脱体激波更远地推离壁面，被喷流覆盖的区域气动加热环境得到明显的改善，如图2 所示。

图2 逆向喷流对称面流线、马赫数云图和温度云图Fig.2 Contours of Mach Number and Temperature with Counterflowing Jet

逆向喷流在降低飞行器头部热流的同时，也会带来流场的振荡和不稳定问题。Venkatachari 等[6～9]针对钝头体驻点附近喷管逆向喷流的流场结构进行了深入的研究，钝头体弓形激波与逆向喷流两者间作用的流场结构模态与逆向喷流质量流率密切相关，随着喷流质量流率的增大，相互作用的流场逐渐变得不稳定，流场结构呈现出长穿透模态（Long Penetration Mode，LPM），当喷流质量流率超过了某个临界值，相互作用的流场又退化为接近稳定状态，流场结构由长穿透模态形态转换为短穿透模态（Short Penetration Mode，SPM）[6]。

1.2 逆向喷流降热主要研究成果

综合国内外研究成果，在逆向喷流降热方面，大体有以下研究结论：

a）逆向喷流的降热效果由激波脱体距离决定[10]。

b）由文献[11]的研究发现，喷流气体的物理属性是影响降热效果的重要因素之一，氦气由于具有高扩散系数，采用氦气喷流可形成更大的回流区，降热效果更好。文献[12]的研究则显示，氮气相比氦气降热效果更好。

c）文献[13]的研究显示，将单喷管喷流设计成微间距阵列喷管喷流，在相同的总质量流量条件下，由于多喷管喷流可以更容易地扩散到边界层，能够实现更好的降热效果。

2 单喷管逆向喷流降热特性研究

选取某高超声速飞行器头部开展逆向喷流降热特性分析研究，飞行器头部球头半径为56 mm，喷管布置于飞行器头部几何驻点处，研究了Φ3 mm、Φ6 mm、Φ12 mm 3 种喷口直径的降热效果，如图3 所示。计算工况选为高度45 km、马赫数10、攻角0°、侧滑角0°。此工况下波后总压为19.26 kPa，考虑喷流参数的影响，选取了20 kPa、40 kPa、60 kPa 3 个喷流总压进行降热特性分析，喷流总温取为300 K，喷流工质为空气。

图3 单喷管逆向喷流降热研究模型Fig.3 Models of Single Counterflowing Jet for a Nose Cap

气动热特性计算采用数值求解可压缩雷诺平均Navier-Stokes 方程的CFD 方法；空间离散采用Roe 的FDS 格式，时间离散采用有限体积半离散格式，无粘通量采用隐式格式，粘性通量采用显式方法。研究发现逆向喷流的流场结构呈现出明显非定常效应，理论上对于非定常流场计算应采用时间精确的显式迭代方法或者双时间步进行模拟，考虑到巨大的计算量，本文采用定常计算方法获得基本稳定解后对若干迭代步计算结果进行平均的方法获得流场结构以及面热流、压力。

图4 给出了Φ3 mm 喷管无喷流时对称面马赫数及表面热流，无喷流时头部热流峰值约为1200 kW/m2。图5 给出了Φ3 mm 喷管各喷流总压下表面热流分布。由图5 可知，喷流总压为20 kPa 时，对称面激波形状观察不到明显变化，头部热流较无喷流工况略有减小，随着喷流总压的增大，驻点区域激波脱体距离逐渐增大，驻点热流逐渐减小，但无干扰区域热流变化不大。

图4 Φ3mm 无喷流时的降热特性Fig.4 Heat Flux Reduction Characteristics without Jet (Φ3mm)

图5 Φ3mm 各喷流总压对称面表面热流Fig.5 Surface Heat Flux with Differen Jet Total Pressure(Φ3mm)

为进一步量化分析喷流总压、喷管直径对驻点区域降热影响，图6～8 分别给出了Φ3 mm、Φ6 mm、Φ12 mm 喷管各喷流总压对称面中心线热流及压力分布。由图6 至图8 可知，相同喷流总压条件下随着喷管直径增大，驻点区域热流显著降低，非驻点区域峰值热流也降幅显著；相同喷管直径条件下随着喷流总压提高，驻点区域热流降幅显著，但局部非驻点局域呈现不同规律：较小喷管直径（Φ3 mm、Φ6 mm）条件下非干扰区峰值热流随距离理论驻点位置的距离增大先降低再增高；较大喷管直径（Φ12 mm）条件下非干扰区峰值热流呈单调降低趋势。从压力分布上也可以观察到，喷管周边存在明显高压再附带，而且随着喷流总压提高再附愈发明显；Φ12 mm 喷管直径由于喷流质量流率增大，再附影响稍微减弱。

图6 Φ3mm 对称面中心线热流及压力分布Fig.6 Distributions of Surface Heat Flux and Pressure Along Middle Line (Φ3mm)

图7 Φ6mm 对称面中心线热流及压力分布Fig.7 Distributions of Surface Heat Flux and Pressure Along Middleline (Φ6mm)

图8 Φ12mm 对称面中心线热流及压力分布Fig.8 Distributions of Surface Heat Flux and Pressure Along Middleline (Φ12mm)

综上所述，对于完全逆向喷流工况，大喷口直径、大喷流总压喷流可以显著降低驻点表面热流。为了进一步研究单喷管逆向喷流降热的适应性，进一步针对Φ6 mm、Φ12 mm 喷口直径开展了高度45 km、马赫数10、攻角15°、侧滑角0°工况的计算分析研究。

图9、图10 分别给出了15°攻角下Φ6 mm、Φ12 mm喷口直径不同喷流总压下对称面中心线热流分布。可以看到，在喷流不完全正对来流的工况下，由于几何驻点与物理驻点不重合，物理驻点处的热流与无喷流工况相当，而且喷流孔周围还出现了高于驻点热流高热流带，且在相同的喷流总压下，随着喷口直径的增加，高热流带的范围也进一步增大。

图9 Φ6mm 对称面中心线热流分布（攻角影响）Fig.9 Distributions of Surface Heat Flux Along the Middleline(Φ6mm,AOA’s Effects)

图10 Φ12mm 对称面中心线热流分布（攻角影响）Fig.10 Distributions of Surface Heat Flux Along the Middleline(Φ12mm,AOA’s Effects)

分析发现，当喷流不正对来流时，喷流甚至会引起高于无喷流工况下的干扰热流，而且增大喷流孔直径会引起干扰热流带面积的增大。因此，将逆向喷流降热技术应用在高超声速飞行器上时，采用单喷管逆向喷流方案的适应性是非常有限的。

3 多喷管逆向喷流降热特性研究

仍然选取上述分析采用的某高超声速飞行器头部开展研究，在飞行器头部球头上对称的布置多个喷管，单个喷管喷口直径为Φ3 mm，计算工况选为高度50 km、马赫数15、攻角15°、侧滑角0°，该工况无喷流时头部热流峰值约为3100 kW/m2，喷流总温取为300 K，喷流工质为空气。

19 个喷管均沿飞行器头部球头表面法向方向布局，其中喷管1 位于头部几何中心顶点，喷管1、10、11 中心线位于头部纵对称面内，喷管1、2、7、12、17 位于头部横对称面内，喷管2、3、4、5、6、7、8、9 与喷管12、13、14、15、16、17、18、19 相对纵对称面对称。定义喷管轴线与球头顶点法线夹角为θ，定义喷管轴线在头部横截面内的投影与横对称面的夹角为φ，各喷管详细的布局如表1 所示。

表1 喷管详细布局Tab.1 Detailed Layout of Nozzles

图11 给出了多喷管喷流总压分别取为0.45 MPa和0.9 MPa 下多喷管逆向喷流下头部对称面马赫数云图，可以看出，喷流总压0.45 MPa 下头部表面最大热流约为1600 kW/m2，喷流总压0.9 MPa 下头部表面最大热流约为1100 kW/m2，2 种喷流总压下，激波均被显著的推离壁面，表面热流均显著减小。

图11 多喷管逆向喷流下头部对称面马赫数云图Fig.11 Contours of Mach Number with Micro Counterflowing Jets Array

喷流总压取为0.9 MPa，图12 分别给出了高度50 km、马赫数15、攻角30°、侧滑角0°工况和高度50 km、马赫数15、攻角15°、侧滑角5°工况下的多喷管逆向喷流下头部的表面热流，2 种工况下头部最大热流密度分别不超过100 kW/m2和550 kW/m2，显示该多喷管布局对于大攻角和有侧滑的情况下均获得了显著的降热效果。

图12 多喷管逆向喷流下头部的表面热流Fig.12 Contours of Surface Heat Flux with Micro Counterflowing Jets Array

综合上述的研究结果表明，相比单喷管逆向喷流降热，多喷管逆向喷流降热具有更好的鲁棒性，更能满足工程应用的需求。

4 结束语

本文对高超声速飞行器逆向喷流技术进行研究，介绍了逆向喷流的降热机理，简要总结了国内外在逆向喷流降热技术方面取得重要研究成果，并针对某高超声速飞行器头部，开展了单喷管逆向喷流降热特性和多喷管逆向喷流降热技术的研究，取得了以下成果：

a）揭示了完全逆向喷流、大喷口直径、大喷流总压（对应大的喷流来流压力比和大的喷流质量流率）喷流可以显著降低驻点表面热流，但同时也可以看出，单喷管逆向喷流降热对于高超声速飞行器飞行攻角等有明确的限制，反映单喷管逆向喷流降热工程适应性较低。

b）通过对多喷管逆向喷流降热特性的研究，显示多喷管逆向喷流降热是一种更为鲁棒的降热技术，具有较好的工程适应性，但同时也可以看出，多喷管逆向喷流的流场结构非常复杂，给多喷流逆向喷流降热的应用带来了一定的困难，包括多喷管喷流的布局设计问题等。