环形及其组合体喷流的减阻防热机理

张道毅，周超英

哈尔滨工业大学(深圳)机电工程与自动化学院，深圳 518000

高超声速飞行器因其超快的飞行速度和优秀的突防能力[1-2]等因素被各国所重视，逐渐应用于军用和民用的领域，然而高超声速飞行器飞行时在飞行器前端会产生弓形强激波，这大大增加了飞行器的飞行阻力和气动热[3]，因此高超声速的减阻降热是高超声速飞行器总体设计中要考虑的重要内容。关于高超声速减阻降热方面的研究大体可以分为3类：第1类是在头部安装整流锥[4-9]，这种方法可以破坏飞行器前端弓形激波的结构，使其在飞行器表面附近形成低压再循环区域，从而达到减阻降热的目的，但加装整流锥后其整流锥前端烧蚀严重，不利于重复利用，且在应用于带攻角的飞行条件时，减阻效果较差；第2类是能量沉积[10-12]，通过激光等手段在飞行器前端制造一个高能量低压区域，从而改变流场结构以达到减阻降热的目的，但是能量沉积通常会导致飞行器表面的高传热，在降热方面效果不佳，且鉴于实际工作中定点产生能量沉积的难度，目前该方法仍处于理论阶段；第3类是逆向喷流，逆向喷流是在飞行器高超声速飞行过程中通过钝体头部向空气中逆向注入气体，从而改变钝体周围的流动结构，达到减阻降热的目的，逆流喷流作为一种主动流动控制的概念，以降低阻力和气动热载荷，在不同类型的飞行器和航天器上进行了研究。

早在20世纪50年代，有人就提出了喷流减阻的概念。Lopatoff[13]和Love[14]研究了从半球头体头部发射高速射流对飞行的影响，发现高速射流可以改变飞行器表面的压力分布。Watt[15]用光学方法对2股不同压力射流相互作用的区域进行了描述，得到了较为清晰的激波流场结构。Romeo和Sterrett[16]进行了一项类似于Watt的研究，他们观察到了从非定常流动的多马赫盘长穿透模态喷流到定常流动的单马赫盘短穿透模态喷流的转变，发现这2种流动状态之间的转变是突然的，并且会根据喷口尺寸和喷流马赫数的不同而发生变化，最后所得结果表明单马赫盘结构是喷流稳定的必要条件。Jarvinen和Adams[17]对这2种喷流模态进行了定义，即长穿透模态(LPM)和短穿透模态(SPM)。Fomin等[18]提出喷压比(PR)的概念，即喷流压力与自由来流压力的比值，研究发现在较低的喷压比下，射流的动量与自由流相比不够大，弓形激波只有很小的穿透力或没有穿透力，此时被称为未穿透模态喷流。随着喷压比的增加，喷流状态会有一个从未穿透模态到长穿透模态(LPM)的转变，在这种转变情况下的流动是不稳定的，弓形激波脱体距离会以一种类似于循环的方式来回改变，当喷压比进一步增大时，振荡运动停止，获得较为稳定的长穿透模态(LPM)，随着喷压比进一步增大，长穿透模态喷流会转变为更为稳定的短穿透模态(SPM)，且在LPM模态中存在着最大减阻效率的最佳喷压比(PR)范围。

之后Malmuth等[19-20]用超声速流动中的半球头体-圆柱模型研究了等离子体射流试验中的射流穿透效果，研究发现LPM射流能够提供更大减阻效果和更远的脱体激波距离。Shang等[21-23]研究了各种逆流喷流的减阻效果，发现了激波分叉现象，在较低的喷压比下(PR)，射流前端周围再循环区的自由剪切层和马赫盘之间的反馈回路产生了持续振荡运动。当喷压比足够高时，高超声速喷流将亚声速区域隔断以破坏反馈回路，使共振停止并达到稳态。他们研究发现在长短穿透模态转变之间的非稳态振荡运动取决于临界喷压比以及喷流流量，且减阻效率很大程度上取决于喷流的质量流量。

中国对高超声速喷流减阻降热的研究起步较晚，但这个方向在国内发展十分迅速，依旧取得了不少研究成果，田婷和阎超[24]就钝头体反向喷流现象，对不同来流马赫数、喷流马赫数、攻角进行了计算和细致分析，结果分析表明:反向喷流在流场中形成低压回流区，回流区内的压力远低于无喷流时的压力，压差阻力减小，从而总阻力减小。邓立君[25]通过求解数值模拟幂次前缘楔形体的高超声速绕流流场，确定了不同幂次的幂次形前缘楔形体的最优减阻外形。戎宜生[26]提出的逆喷发汗迎风前缘结构为高超声速远程飞行器提供了一种新型的主动热防护方法：飞行器在正常飞行时应用层板冷却结构向周围发汗来满足高超声速远程飞行器的热防护要求，同时在顶部产生逆向喷流，实现在高马赫数飞行时获得减少阻力和降低热流强度的效果，该热防护方法的应用能够实现高超声速飞行器头锥长时间工作和可重复使用的效果。陆海波[27]在对独立的逆向喷流防热方法以及迎风凹腔防热方法开展数值研究的基础上，提出了将两者结合的防热设计方案，研究发现：组合结构的冷却效果远远优于单一的迎风凹腔并且可以避免超声速凹腔流动非定常性造成的对飞行器控制性能的不利影响。Zhou和Ji[28]研究了射流压力、射流喷嘴尺寸、攻角等因素对半球形钝体周围流场的综合影响，研究发现在LPM和SPM这2种喷流模式转换的喷压比临界值上，减阻效果最好。李珺等[29]将整流锥与侧向逆向喷流结合起来研究，分析结果表明组合侧向喷流后的整流锥组合结构有着优异的减阻防热性能。

近年来，一些学者[30-33]发现LPM喷流经常出现非常不稳定的流动，并导致飞行器表面压力和传热出现较大的振荡。针对喷流流场稳定性问题，Marley和Riggins[34]对高超声速流中三维半球形体进行了数值模拟，提出环形喷流的概念，其研究发现环形逆向喷流能增强逆向喷流的稳定性以及穿透性。Zhang等[35]将环形喷流与中心喷流结合起来，提出了组合喷流的概念，其研究发现组合喷流的降热效率相对于传统的中心喷流有所提升，且在喷压比较小时，减阻效率优于中心喷流。然而，这些工作在研究环形喷流或组合喷流模型时，没有考虑喷流质量流的因素，而实际上不同的模型喷口喷出的质量流不同，也会改变逆向喷流的减阻降热效果[21]。因此，在研究喷口模型以及喷口尺寸等因素对流场模态以及表面防热的影响时，控制喷流质量流不变是有必要的。

以半球头体环形逆向喷流为研究对象，在控制喷流质量流不变以及非工况的条件下，通过对不同尺寸的环形喷流和组合喷流进行数值模拟，研究其对高超声速逆向喷流流场模态以及防热方面的影响。

1 计算模型和数值方法

1.1 物理模型

参照文献[21]，以半球头体物理模型为研究对象。物理模型示意图如图1所示，此为传统的中心喷流(Circle Opposing jet,CO)模型，球头体直径为76.20 mm，喷口直径为4.65 mm，x轴沿着轴线方向向右为正，r轴沿着径向方向向上为正，θ为半球头体表面某点到原点的直线与x轴负方向的夹角。

图1 球头体逆向喷流物理模型示意图

为了研究环形喷流，本研究另外设置了2种环形喷流模型：即环形喷流(Annulus Opposing jet,AO)模型和由中心喷口和环形喷口组成的组合喷流(Combined Opposing jet,CBO)模型，如图2所示。中心喷流模型喷口直径为R；环形喷流模型中内径为RA1、外径为RA2；在组合喷流中中心喷口直径为RC，环形喷口内径为RC1，外径为RC2。

有研究表明逆向喷流长短模态的变化与喷压比、喷流马赫数以及喷口面积有关[16,18]。为了排除干扰项，在此引入了喷流动量比RmA[36]。该喷流动量比是Desai等[37]在Finley[38]提出的质量流率的基础上将喷口总面积考虑进去并做了进一步改进而提出的，其定义为

(1)

式中：ρj、vj和Aj分别代表喷流出口密度、速度和面积；ρ∞和v∞代表自由流密度和速度；模型面积为A∞。本文控制喷流马赫数以及喷流总面积不变，从而确保了RmA值不变。

图2 3种喷流模型示意图

1.2 计算方法及验证

在马赫数并不是特别高且来流温度低于600 K时，自由来流不会发生电离，高超声速流动可认为是单组分的气相可压缩流动[39]；由于球头体具有二维轴对称性，流场流体运动可用以下二维Navier-Stokes方程组来描述：

(2)

式(2)中各矢量表达式分别为

U=[ρ,ρu,ρv,ρE]T

(3)

E=r[ρu,ρu2+p,ρuv,ρuH]T

(4)

F=r[ρv,ρuv,ρv2+p,ρvH]T

(5)

Ev=r[0,τxx,τxr,uτxr+vτxr+qx]T

(6)

Fv=r[0,τxr,τrr,uτxr+vτrr+qr]T

(7)

式中：ρ为密度；u和v为速度分量；E为单位质量的总能；p为压力；τxx、τxr、τrr为黏性应力张量的分量；H为单位质量的总焓；qx、qr为x、r方向上的总热流分量。

选取的k-ωSST(Shear Stress Transport)湍流模型已被广泛应用于反向射流及其相关组合技术的研究[40-44]，并结合了k-ω和k-ε模型的优点，在逆压梯度和流动分离方面具有良好的能力。其表达式为

Yk+Sk

(8)

Yω+Sω+Dω

(9)

式中：k和ω分别代表湍流动能和比耗散率；Gk为平均速度梯度产生的湍流动能；Gω为由ω产生的湍流动能；Sk和Sω为源项；μ为黏性系数；μt为湍流黏性系数；σk和σω分别为k和ω的湍流普朗特数；Gk和Gω分别为平均速度梯度和ω产生的湍流动能；Yk和Yω为不同流动状态可压缩能力对湍流的影响；Dω为交叉扩散项。

主要针对半球头体外部流场进行机理研究，而半球头体的结构变形对其外部流场的影响可以忽略不计[45]，所以为了简化计算，本文不考虑流固耦合的因素。

对于本文研究的非定常可压缩的流场，采用AUSM+差分格式，选取一阶半隐式时间推进格式进行求解，Courant数设置为0.8，时间步长设置为5×10-8s，每个时间步设置迭代次数为50次，取仿真过程中3个时间步长的仿真迭代残差图如图3所示，图中参数为各残差基本项，图中每个时间步长迭代次数到10左右时，残差值就已经收敛到10-4以下，因此可以认为在瞬态仿真过程中，每个时间步长都达到收敛。

图3 仿真过程3个时间步长残差

为验证计算方法，对中心喷流模型进行了计算，模型尺寸选取参照文献[21]。由于半球头体喷流模型为轴对称模型，为了减小计算量，仅求解半球头体区域，计算网格示意图如图4所示。为了满足压力远场的条件，将流场域长度设置为200 mm；且为了更好地捕捉激波以及近壁面的压力和热流，将近壁至激波所能触及范围内的网格进行了加密。为了量化网格质量，引入网格雷诺数ReΔx，其计算公式为

(10)

式中：ρ∞、u∞和μ∞分别为自由来流的密度、速度和黏性系数；Δx为网格近壁面第1层高度，根据数值经验表明[46]，在ReΔx≈10的条件下，可以实现计算收敛和可靠的气动热预测，所以将近壁面第一层网格高度设置为5×10-5m，网格沿着轴向以1.05的增长因子逐渐递增。

图4 中心喷流网格模型示意图

为了进行网格无关性验证，本文建立了250×200、350×250和450×350这3种不同数量规格网格模型。

Shang等试验数据边界条件参数如表1所示[21]。自由来流雷诺数为3.458×105，静温保持在100 K不变；喷流总温为204 K，喷流马赫数为2.84；喷流喷压比变化范围为0.3～1.5。

本文取喷压比为0.6时的边界条件来进行网格无关性验证，图5为3种不同规格网格的Stanton数(用St表示)沿壁面分布，从图中可以看出中网格与细网格的Stanton数分布几乎一致，所以为了节约计算资源，后续将采用中网格(350×250)来进行后续计算。

表1 Shang等试验数据边界条件参数[21]

在无喷流以及PR=0.75的情况下对激波脱体距离进行了球头体半径归一化处理，并将结果与文献[21]的数据进行了对比验证。对比结果如图6和图7所示(图中X为激波到飞行器顶端的距离，Rh为半球头体半径)，从图中可以看出计算结果与文献[21]试验数据的马赫数在数值和变化趋势上大致相同。同时也观察到在无喷流时仿真结果的激波脱体距离相对试验数据稍有后移，而有喷流时稍有前移，其原因可能是计算采用的是二维模拟以及湍流模型的选择而带来的误差所致。

图5 3种规格网格Stanton数对比

图6 半球头体半径归一化激波脱体距离对比(无喷流)

图7 半球头体半径归一化激波脱体距离对比(PR=0.75)

为了进一步验证计算方法，对壁面热流数据进行了比较。由于文献[21]中没有壁面热流的相关试验数据，在此参照了文献[47]的风洞试验数据，相关参数设置如表2所示。

表2 验证模型条件参数[47]

在文献[47]的试验中，喷压比范围为0.2～0.8。本文选取喷压比为0.6进行了计算，并将计算的Stanton数与试验值进行了比较，对比结果如图8所示。从图中可以看出表面热流沿表面位置的变化趋势和试验数据大致相同，热流出现最大值和最小值的位置与试验值基本一致，虽然存在一部分误差，引起误差的原因可能与湍流模型中参数选取的不同等因素有关；仿真结果在热流最大峰值附近的最大误差为3.35%，说明本文使用的数值计算方法可以在可接受范围内模拟球头体表面的热流分布。

图8 Stanton数沿表面的变化规律(PR=0.6)

2 结果与讨论

在传统的逆向喷流中，研究表明随着喷压比的变化存在3种喷流模态：当喷压比很小时，喷流动量不足以穿透激波，而形成一种未穿透模态喷流，形成这种未穿透模态的喷压比范围很小，只有当喷压比非常小时才出现这种模态；随着喷压比的增大，当喷流动量足以穿透激波层时，流动模态变为长穿透模态；之后当喷压比增大到一定值后，喷出的射流具有足够的动量，与自由来流相互作用后能将长穿透模式喷流的回流区隔开成两部分，从而形成短穿透模态。有研究表明长模态喷流减阻效果好于短模态喷流[15]，且在长短模态之间存在最佳减阻喷压比范围，当从长模态喷流转变为短模态喷流时，其阻力系数也存在突然增大的现象，阻力系数的突变点即为长短模态喷流的临界喷压比，因此可以从阻力系数随喷压比变化图中较为直观地看出逆向喷流长短穿透模态的转变。

为了研究不同喷流模型喷口尺寸变化对逆向喷流模态转换以及流场变化的影响，在确保RmA不变即保持与中心喷流喷口面积a=πR2一致的条件下，对3组不同喷口尺寸的环形喷流(AO)和9组不同喷口尺寸的组合喷流(CBO)进行了数值模拟，以弄清喷口尺寸对流场模态转换以及其他流场特征的影响。

对于环形喷流的3组尺寸设置依次为其喷口内环面积为喷口总面积的1/4、1/2和3/4(AO(a1=0.25a)，AO(a1=0.50a)和AO(a1=0.75a))，当内环面积确定后便可由其与喷流总面积得出外环尺寸。

对于组合喷流，将中心喷口和环形喷口分开来进行设计，将中心喷口面积设置为喷口总面积1/4、1/2以及3/4这3种尺寸(即CBO(aC=0.25a)，CBO(aC=0.50a)和CBO(aC=0.75a))，将环形喷口内环尺寸设置为中心喷流喷口半径的1.0倍、1.5倍以及2.0倍这3种尺寸(即CBO(RC1=1.0R)，CBO(RC1=1.5R)和CBO(RC1=2.0R))。

同样的，组合喷流环形喷口外环尺寸可由中心喷口面积和环形喷口内环尺寸得出，之后将这2种喷口尺寸进行组合，得到由CBO(aC=0.25a，RC1=1.0R)～CBO(aC=0.75a，RC1=2.0R)的9组不同喷口尺寸的组合喷流。

对于上述各喷口尺寸模型，在马赫数为5.8的条件下，对喷压比PR=0.3～1.5范围内(其他条件见表1)的流场进行了模拟计算，得到了各物理量的计算结果。首先，为了分析流场模态转换随喷口尺寸的变化，将不同环形喷流模型及其不同喷口尺寸下的阻力系数随喷压比变化规律进行了对比，如图9所示，其中CD为不同喷口模型的阻力系数，CD0为无喷流模型的阻力系数。

图9 阻力系数随喷压比的变化规律

以下分别对环形喷流和组合喷流从流场结构、壁面热流等方面分析了喷口尺寸影响。

2.1 环形喷流

从图9中可以看出，在控制喷流质量流以及喷口面积不变(即喷流动量比RmA为定值)的情况下，不同喷口尺寸的环形喷流模式均会对逆向喷流的流场结构以及喷流模态产生影响。随着环形喷口尺寸的增大，其未穿透模态的喷压比范围也会增大；当喷压比较小时，其阻力系数相对于中心喷流会增大，在PR=0.4的情况下，AO(a1=0.50a)以及AO(a1=0.75a)这2个喷流模型的阻力系数明显高于中心喷流，随着喷压比的增大，阻力系数会有一个较为明显的下降，最终在 PR=0.6附近达到与中心喷流大致相同的减阻效果。且环形喷流的环形喷口尺寸越大，其长模态喷流的占比范围就越小。

中心喷流与环形喷流在PR=0.4的流场结构图如图10所示。从图10中可以看出，在PR=0.4的条件下，规格为AO(a1=0.25a)的环形喷口的流场结构与中心喷流的流场结构大致相同，但是其喷流中心部分存在着环形喷流特有的鱼鳞状马赫盘结构(见图10(b))。从图10(c)和图10(d)可以观察到，规格为AO(a1=0.50a)和AO(a1=0.75a)的环形喷口在PR=0.4的情况下的喷流模态为未穿透模态，此时喷流未能穿透激波并将其推离飞行器表面，导致球头体所受阻力相对于中心喷流大幅升高(见图9)。

图10 不同喷口尺寸在PR=0.4时的流场结构

从图9可以看出，在环形喷流的喷流内环面积较小时，其模态转换的临界点会相对中心喷流前移，随着环形喷流内环尺寸的增大，其模态转换的临界点会随之相对后移，然而当喷压比PR=0.8时，可以观察到中心喷流与3种不同规格的环形喷流均转变为短模态喷流。因此，可以发现不同规格的环形喷流模式对长短喷流模态的转换临界点有一定的改变，但是影响较小。

图11为中心喷流与不同规格环形喷流在喷压比为0.4以及0.8时的壁面热流，图12为PR=0.8时中心喷流与不同规格环形喷流的流场结构图。

图11 不同尺寸环形喷流壁面热流

从图11可以观察到，在喷压比较低以及较高的情况下，环形喷流相对于中心喷流均有更好的降热效果：当喷压比较低时，环形喷口较大的模型的壁面热流峰值会有所降低且相对于中心喷流前移，喷口尺寸越大，降热效果越好(见图11(a))；当喷压比较大时，环形喷流壁面热流峰值会相对于中心喷流后移，且在球头体前半部分壁面热流下降较明显，后半部分热流较中心喷流会有些许提升(见图11(b))，且环形喷口尺寸越大降热效果越好。由图10(c)和图10(d)可知，在喷压比较低的情况下,环形喷流的喷流模态为未穿透模态喷流，而中心喷流则为长模态喷流，规格为AO(a1=0.25a)的环形喷流的喷口尺寸较小，所以在喷压比较低的情况下，喷流模式中中心喷流的特征占比大一些，导致其为长模态喷流，这种说法可以从图9得到解释，随着环形喷口尺寸的增大，其环形喷流的特征也更为明显。在较低的喷压比下，环形喷流飞行器表面的热流峰值会相对于中心喷流前移，其原因为此时喷流的喷流模态为未穿透喷流模态，无法将激波推离飞行器表面很远，所以导致其再附激波在飞行器球头表面的位置相对靠前，这点从PR=0.4时中心与环形喷流壁面压力分布的壁面压力峰值位置也可以看出，如图13所示；当喷压比较高时，环形喷流与中心喷流的喷流模态均会转变为短模态喷流，此时环形喷流的壁面热流峰值均小于中心喷流且热流峰值会相对于中心喷流后移，随着环形喷口尺寸的增大，其壁面热流峰值会进一步降低，这与喷压比较低时的规律相同。

从图12所示的流场结构图可以看出，在短模态喷流中，环形喷流并不是单马赫盘结构，而是类似于鱼鳞状的马赫盘结构，如图14所示，这种特殊的马赫盘结构可能是环形喷口射出的环形射流之间相互作用导致的。PR=0.8时的半径归一化激波脱体距离如图15所示，从图中可以看出，在喷压比较高的短模态喷流情况下，环形喷流对激波脱体距离的影响较小，所以环形喷流并不是主要通过影响激波脱体距离来影响热流峰值位置变化的。由于其特殊的构造，环形喷口喷出的射流与自由来流的相互作用位置相对于中心喷流来说，距离中心轴会远一些，这可能会导致再附激波位置相对靠后，从而使热流峰值后移。

图12 不同喷口尺寸在PR=0.8时的流场结构

图13 PR=0.4时中心与环形喷流壁面压力分布

图14 鱼鳞状马赫盘示意图

图15 PR=0.8时半径归一化激波脱体距离

不同尺寸的环形喷流在低喷压比以及高喷压比情况下的降热率ΔQ对比如表3所示，其中：

(11)

式中：Δq0为中心喷流壁面平均热流；Δqi为不同喷口尺寸环形或组合喷流壁面平均热流。从表3中可以看出，在低喷压比时，环形喷流的降热效率随着环形喷口尺寸的增大而增大，最大降热率为32.88%，而在喷压比较高时，环形喷流的降热效率则会随着喷口尺寸的增大而减小。

表3 环形喷流降热率对比

2.2 组合喷流

组合喷流可以分为中心喷口和环形喷口两部分，从图9可以看出，在喷流动量比RmA为定值且环形喷口尺寸为RC1=1.0R的情况下，不同面积中心喷口的环形喷流模型均会对喷流长短模态转变的临界喷压比的改变起到影响作用。将中心喷口与环形喷口分开进行对比，研究其各自尺寸变化对组合喷流的影响规律，不同喷口规格的组合喷流模型喷流阻力系数随喷压比变化如图16所示。

图16 不同喷口尺寸的组合喷流阻力系数随喷压比的变化

对比图16中CBO(RC1=1.0R)这3段曲线可以较为明显地观察到,在环形喷口尺寸以及喷流动量比RmA不变的情况下，组合喷流中环形喷口尺寸的改变能够影响逆向喷流长短模态转变的临界喷压比，且随着环形喷口尺寸的增大，其临界喷压比的位置会渐渐后移。

从图16中CBO(aC=0.75a)这3段曲线可以观察到，中心喷口尺寸的改变也会对喷流模态转变的临界喷压比有影响，中心喷口尺寸越小，其逆向喷流中长穿透模式喷流的喷压比占比范围也就越大，流场模态转换的临界喷压比也会随之增大。

由此可以推测在上述组合喷流模型中，CBO(aC=0.25a，RC1=2.0R)组合喷流模型的模态转换临界喷压比最大，为了验证这一推测，对该模型进行了仿真，其阻力系数随喷压比的变化如图17所示。

图17 CBO组合喷流模型阻力系数随喷压比的变化

由图16和图17可以看出，当PR=1.5时，其他喷流模型的喷流模态均已经转变为短喷流模态，而CBO(aC=0.25a，RC1=2.0R)组合喷流模型依旧为长喷流模态，这验证了环形喷口尺寸越大中心喷口尺寸越小，逆向喷流流场模态转换临界喷压比越大的推测。

组合喷流模型CBO(aC=0.25a，RC1=2.0R)在PR=0.8时的流场结构图如图18所示，从图中可以较为清晰地看到，组合喷流流场中也存在与环形喷流类似的网状马赫盘结构，该流场结构由环形喷口喷出的射流与中心喷流相互作用而产生。当PR=0.8时，中心喷流模型(CO)喷出的射流已经具备了足够的动量比，使其与自由来流作用后的反射流能够隔断逆向喷流的回流区使之转变为短穿透模式喷流；而组合喷流模型CBO(aC=0.25a，RC1=2.0R)的中心喷口喷出的射流动量比小于中心喷流模型(CO)，且环形喷口喷出的射流与反射流之间相互作用使作用后的反射流不足以将回流区隔断，从而喷流模态依旧保持为长穿透模式。

图18 PR=0.8时CBO流场结构

观察图16可以发现，图中的6组不同的喷流模型在PR=1.2时均呈现出短穿透模式喷流。因此在该特定的喷压比下，探究组合喷流对短穿透模式喷流降热的影响，6组喷流模型在PR=1.2时壁面热流如图19所示。

图19 PR=1.2时不同规格喷流模型壁面热流

从图19可以看出,在环形喷口内环尺寸不变的情况下，随着中心喷口尺寸的变小，壁面热流会减小；在中心喷口尺寸不变的情况下，随着环形喷口内环尺寸的变大，壁面热流也会不断减小，且组合喷流对逆向喷流最大热流峰值位置也有一定的影响，但是这种影响相对来说较小。

组合喷流在PR=1.2时的降热率对比如表4所示，从表中可以看出，组合喷流尺寸的改变对热流变化虽然具有一定的规律性，但其影响效果相对环形喷流较小，在该模型中可以忽略不计。

表4 组合喷流降热率对比

3 结 论

针对球头体环形逆向喷流问题，在保持喷流动量比不变以及非设计工况的条件下对不同规格的环形以及组合喷流模型进行了模拟仿真，对马赫数为5.8的流场结构及壁面热流进行了分析，得出以下结论：

1) 环形喷流及其组合喷流均存在模态转换的现象，当喷压比较小时为短穿透模态，当喷压比逐渐增大到转换临界值时，喷流模态会变为长穿透模态。

2) 环形喷流及其组合喷流均会对逆向喷流模态的转换产生影响，具体表现为：在环形喷流中，喷流内环尺寸较小时，其穿透模式转换的临界点会相对于中心喷流前移，随着环形喷流的内环尺寸的增大，其穿透模式转换的临界点会随之相对后移，且环形喷流的内环尺寸越大，其长穿透模式喷流的喷压比占比范围就越小；在组合喷流中，环形喷口尺寸越大，中心喷口尺寸越小，其长短穿透模式转换的临界喷压比也就越大。

3) 环形喷流相对于中心喷流有更好的降热效果：当喷压比较高时，环形喷流与中心喷流的喷流穿透模式均会转变为短穿透模式，此时环形喷流的壁面热流峰值会相对于中心喷流后移，随着环形喷口内环尺寸的增大，壁面热流峰值会进一步降低；对于组合喷流，其壁面热流峰值大小与喷口尺寸的改变有一定规律，但降热效率相对于环形喷流较小。