2018, Vol. 39
随着航空航天技术的迅猛发展，超声速飞行技术受到世界各国的广泛重视。超声速飞行技术具有尤为重要的战略意义和潜在的应用价值，但超声速飞行带来的剧烈气动加热和高阻力给超声速飞行器的设计带来巨大挑战。当飞行器以超声速甚至高超声速飞行时，由于空气的粘滞作用，在强烈的气动摩擦及激波作用下，飞行器壁面将承受剧烈的气动加热。在热防护设计不当时，过高的壁面温升可能会造成飞行器结构发生变形，以致对飞行器的气动布局产生不利影响，甚至造成飞行失败。此外，超声速飞行中激波的产生带来激波阻力，激波阻力在总阻力中比重较大，因此超声速流动中减阻降热特性研究对超声速飞行器气动及热防护设计具有重要意义[1]。一般通过流动控制技术能够达到超声速流动中减阻降热目的。目前，气动支杆、反向喷流、支杆喷流组合技术及其他一些减阻降热技术得到广泛研究[2~5]。
气动支杆是通过改变钝体头部激波位置及形状，使得头部壁面压力大大降低，从而达到减阻目的，但热流的降低效果并不十分理想[6]。在零度攻角时，减阻效果十分明显，当攻角发生变化时，减阻性能变恶劣且带来剧烈的气动加热[7]，这在一定程度上限制了气动支杆的应用。
早在20世纪60年代反向喷流减阻降热方法就被提出并得到试验验证[8]。反向喷流通过将头部弓形激波推离壁面并在喷流下游壁面形成低温回流区，达到减阻和降热的效果[9~11]。Hayashi等[12, 13]研究了反向喷流流场基本结构特征和不同压比下流场稳定性并分析了反向喷流总压比对减阻降热特性的影响，实验与数值计算结果均表明壁面热流随着反向喷流总压比的增大而降低。国内在20世纪90年代已开展超声速流动中反向喷流在减阻降热方面的研究[14, 15]，分析了喷流出口压力对流场结构的影响，得到了反向喷流流场基本结构并发现在喷口压力较低时，弓形激波脱离距离计算值与实验值符合较好，但当喷口压力较高时，两者间略有差异。
在支杆和反向喷流的基础上，一些组合形式的减阻降热技术被提出[16, 17]。通过在支杆头部引入逆向喷流的方法，可将激波进一步推离壁面，并使支杆头部处于冷态气流保护中而避免被烧蚀。研究表明该方法能有效降低阻力及热流。此外，迎风凹腔用作超声速流动中的热防护措施在20世纪50年代末由Burbank等[18]首先提出。该方案结构简单，热防护效果优异。在此基础上，发展起来的迎风凹腔结构与反向喷流组合技术作为一种有效的热防护措施被提出，相关研究验证了迎风凹腔反向喷流组合系统热防护性能的有效性，并研究了相关流场结构及热防护性能的影响因素[19~21]。
中科院姜宗林等[22, 23]在支杆减阻降热技术基础上提出在支杆侧向喷流的方案，从实验和数值模拟两方面均验证了该方法益于进一步减阻降热，并且在非零度攻角时也具有良好减阻降热性能。但关于侧向喷流总压及其喷流位置对减阻降热特性影响的研究暂未见报道。
本文基于有限体积法采用高精度AUSMPW+迎风格式、k -ω SST湍流模型求解雷诺平均NavierStokes方程组并耦合求解固相热传导方程。对超声速流动中支杆侧向喷流进行数值模拟研究，分析了侧向喷流总压和位置对减阻降热特性的影响。
2 控制方程和计算方法 2.1 流动控制方程在笛卡尔坐标系下，微分形式的二维轴对称可压缩非定常Navier-Stokes方程为
| $ \frac{{\partial \mathit{\boldsymbol{Q}}}}{{\partial t}} + \frac{{\partial \mathit{\boldsymbol{E}}}}{{\partial x}} + \frac{{\partial \mathit{\boldsymbol{F}}}}{{\partial y}} = \frac{{\partial {\mathit{\boldsymbol{E}}_{\rm{v}}}}}{{\partial x}} + \frac{{\partial {\mathit{\boldsymbol{F}}_{\rm{v}}}}}{{\partial y}} + \mathit{\boldsymbol{H + }}{\mathit{\boldsymbol{H}}_{\rm{v}}} $ | (1) |
式中Q为守恒变量，E, F为无粘通量，Ev, Fv为粘性通量，H, Hv为无粘和粘性的轴对称源项，相关公式具体形式及其意义参考文献[24]，此处不再赘述。
现有研究表明流场处于湍流状态，本文采用Menter提出的k -ω SST剪切应力输运（shear-stresstransport）模式，该模型集合了k -ε模型对远场边界条件依赖性小的特点和k -ω模型对近壁面处边界层的模拟优势，并通过修正涡黏性系数公式提高了对强逆压梯度的模拟精度，在工程上得到广泛应用，具体方程及相关参数意义参考文献[25]。
目前关于支杆及喷流减阻降热的文献通常将钝体壁面设置为等温壁，从而计算得到壁面热流密度。文献[21]考虑了超声速逆向喷流流场等温壁温度对流场结构的影响，但未进一步探讨壁温对壁面热流的影响。本文通过流场和固相壁面之间耦合传热计算得到壁面热流密度，考虑了时间推进对壁面热流的影响，更加符合物理实际。由于流动时间尺度较小，先假设钝体壁面为绝热壁面，将计算得到的定常流场作为非定常传热计算时流体区域的初始值，然后再进行流体与钝体壁面之间非定常耦合传热计算。因为在非定常耦合传热计算时壁面热流密度随时间变化，为便于比较不同工况下减阻降热效果，除4.1节外，下文其余不同工况数值计算结果对比情况均基于t=100ms时刻物理值。
2.2 固相热传导控制方程在笛卡尔坐标系下二维轴对称固相区域非定常热传导控制方程为
| $ {\rho _{\rm{s}}}{C_{\rm{s}}}\frac{{\partial {T_{\rm{s}}}}}{{\partial \mathit{t}}} = {k_{\rm{s}}}\left( {\frac{{{\partial ^2}{T_{\rm{s}}}}}{{\partial {x^2}}} + \frac{{{\partial ^2}{T_{\rm{s}}}}}{{\partial {y^2}}}} \right) + {H_{\rm{s}}} $ | (2) |
| $ {H_{\rm{s}}} = \frac{1}{y}{k_{\rm{s}}}\frac{{\partial {T_{\rm{s}}}}}{{\partial y}} $ | (3) |
式中Hs为轴对称源项。ρs，Cs，Ts及ks分别为钝体密度，比热，温度及热传导率。
2.3 数值方法为能较精确地捕捉到超声速流场中存在的激波、膨胀波、剪切层等流场结构，在空间离散方面，采用三阶MUSCL迎风格式离散对流项，为防止间断处发生数值振荡，采用采用Van Albada限制器，通量分裂采用高精度高分辨率的AUSMPW+迎风格式。为提高计算精度，采用具有二阶精度的中心差分格式离散N-S方程中粘性项和固相区域热传导方程中扩散项。采用LU-SGS隐式时间推进算法计算初始定常流场，在非定常耦合传热计算时，采用双时间步算法以提高计算效率。
为准确描述流场和固相界面传热过程。在计算中保证流体区域和固相区域耦合界面上热流密度连续，实现耦合传热计算[26]。
| $ - {k_{\rm{s}}} \cdot \frac{{{T_{\rm{b}}} - {T_{\rm{s}}}}}{{\Delta {n_{\rm{s}}}}} = - {k_{\rm{f}}} \cdot \frac{{{T_{\rm{f}}} - {T_{\rm{b}}}}}{{\Delta {n_{\rm{f}}}}} $ | (4) |
通过求解式（4）可计算出耦合界面处的温度分布Tb，然后将耦合界面处的温度Tb作为边界条件分别对流体区域及固相区域进行推进求解。
2.4 计算模型及边界条件计算模型及相关边界条件如图 1所示。鉴于目前已发表相关文献[12, 13, 17, 27]，研究者在实验研究和数值研究上所采用工况并不完全符合超声速真实飞行条件，但并不影响其揭示超声速流动中减阻降热机理及其规律。虽然本文模型并不针对具体型号，但研究得到的支杆侧向喷流方法在超声速来流条件下减阻降热机理及其变化规律仍对超声速飞行器设计具有指导意义。此外，为易于比较数值计算结果，研究所采用计算模型及工况与文献[12, 17]保持一致。钝体直径50mm，支杆长度L0=20mm，侧向喷流缝隙宽度r=2mm。来流相关参数见表 1。
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Fig. 1 Sketch of numerical model |
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Table 1 Flow conditions |
为准确计算壁面热流密度，计算区域中近钝体壁面处流体第一层网格尺寸为1μm。由于本文非定常计算时间较短（2s），且在计算模型中固相区域存在一定厚度（L1=12mm），因此在本文非定常耦合传热计算中，为简化计算，固相区域除耦合传热壁面外，其余壁面均设为绝热壁面。在式（5）中，PR为总压比，定义为喷流总压p0j 与自由来流总压p0之比；LR为侧向喷流距钝体壁面之间距离L与支杆长度L0的比值。
| $ PR = \frac{{{p_{{\rm{0j}}}}}}{{{p_0}}}, \mathit{LR = }\frac{L}{{{L_0}}} $ | (5) |
支杆侧向喷流出口马赫数Ma=1.0，总温300K。固体区域初始温度为294K，计算采用标准钢材热力学参数：密度为8030kg /m3，热传导系数16.24 W/(m∙K)。为研究侧向喷流总压及位置对减阻降热特性的影响，计算了不同工况下的减阻降热特性，各工况具体参数见表 2。
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Table 2 Computational parameters of different cases |
计算网格全部采用结构网格。测试工况为选取Case5。在Case5工况下，支杆和钝体壁面之间产生复杂回流区，取θ =30°对应的钝体壁面不同距离处流体速度分布作为参考，即图 2中流场计算域沿虚线速度分布状况。测试采用3套网格，其网格数量分别为4.1万（网格A），8.3万（网格B）和12.5万（网格C）。图 2给出了不同网格数量条件下，钝体壁面不同距离处流体速度分布情况。
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Fig. 2 Distributions of velocity with different grid numbers |
由图 2可知，不同网格最终计算结果趋势较为一致，在主流区对激波分辨率均较高，但对于网格A，由于其网格较为稀疏，在局部放大图可看出，在靠近壁面处分辨率较低；而对于网格B与C，网格较密，在壁面处分辨率较高，且两者之间速度分布差异较小，网格基本收敛，考虑到非定常计算量较大，故选取网格B为最终计算网格。
3.2 算例验证为考核计算程序的可靠性，选取文献[28]中激波对圆管前缘加热实验作为验证算例，该实验是被广泛用于流场、结构耦合传热的经典验证算例。来流温度T=241.5K，Ma=6.47，压力p=648.1Pa，其他具体参数详见文献[28]。由于超声速流动时间尺度远远小于固相传热时间尺度，规定流动达到稳定时为零时刻。图 3给出了t=0s时刻壁面热流计算结果和实验数据对比情况，其中θ是钝体矢量半径和轴线之间夹角。从图 3中可以发现，计算结果和实验数据符合较好，趋势一致。但文献[28]中只给出了某一时刻热流分布情况，并未给出热流随时间的变化规律。由于在非定常耦合传热中考虑了时间推进对传热的影响，因此程序在非定常耦合传热计算方面的可信度仍需进一步验证，相关验证详见文献[29]，这里不再赘述。
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Fig. 3 Comparison of heat flux between experimental result and numerical simulation |
本节选取Case1工况为例，分析支杆侧向喷流流场及减阻降热特性。壁面热流大小用斯坦顿数St表征
| $ St = \frac{{{q_{\rm{w}}}}}{{\left( {{T_{{\rm{aw}}}} - {T_{\rm{w}}}} \right){\rho _\infty }{c_p}{\mu _\infty }}} $ | (6) |
| $ {T_{{\rm{aw}}}} = {T_\infty }\left\{ {1 + \left[{\left( {\gamma-1} \right)/2} \right]M{a^2}\mathit{P}{\mathit{r}^{{\rm{1/3}}}}} \right\} $ | (7) |
式中qw为壁面热流密度，Taw为绝热壁温，Tw为壁面温度，Ma，ρ∞，cp，T∞及μ∞分别为自由来流马赫数，密度，定压热容，静温和粘性系数。
图 4给出了含侧向喷流与不含侧向喷流流场流线及马赫数云图。
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Fig. 4 Streamline distributions and Mach number contours |
由图 4可知，数值计算结果清晰捕捉到弓形激波、剪切层、再附激波及回流区等复杂流动结构，说明本文所采用数值方法适用于超声速复杂喷流流场计算。
在采用无侧向喷流的单一支杆结构时，自由来流在支杆头部形成弓形激波，在支杆头部靠近驻点附近区域弓形激波强度较大，但除此区域外，弓形激波近似于斜激波，自由来流经其压缩后仍为超声速流动。流动在支杆头部后方发生分离，同时由于其上方仍为超声速流动而形成了分离激波，分离激波最终打在下游钝体肩部处并与再附激波发生干扰，在干扰区域附近形成局部高温区域，造成热环境变差。相关研究表明钝体肩部激波相互干扰使壁面承受更为剧烈的气动加热[7]，不利于热防护，在一定程度上限制了支杆的应用。
而在引入侧向喷流后，流场结构发生明显改变，如图 4（b）所示。受到侧向喷流气体作用，弓形激波被进一步推离壁面，其激波半角显著增大且激波与钝体壁面之间距离变大。从图 4（b）上流线可以明显看出，随着侧向喷流的加入，支杆和钝体之间的回流区区域明显增大，这一流场特征在热防护方面具有重要作用，温度较低的喷流气体阻隔了自由来流对壁面的直接接触，有利于减轻气动加热。
图 5给出了含侧向喷流时流场主要波系结构特征。
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Fig. 5 Flow features of flow field with lateral jet |
在图 5中，BoS（Bow shock）代表弓形激波，ReS（Reattachment shock）代表再附激波，BaS（Barrel shock）代表桶形激波。侧向喷流垂直射入超声速来流，受超声速来流作用，射流结构明显向下游发生偏斜，但典型的欠膨胀射流结构仍清晰可见。流场中在侧向喷流下游存在一个较大回流区，此外，分别在侧向喷流壁面出口两侧，支杆底端也存在回流区。由图 5局部放大图可知，在再附着点（Reattachment point）之前形成的压缩波（Compression wave）将对靠近壁面处流体产生压缩，使再附着点附近压力及温度升高，这与下文中壁面压力及斯坦顿数分布特征相符。
图 6显示了不采用减阻降热措施、单一支杆和支杆与侧向喷流联合方案时壁面斯坦顿数分布比较情况。由于文献[12]采用将钝体壁面设置为等温壁，研究壁面热流密度，因此计算所得热流密度并不随时间变化。而本文研究所采用耦合传热计算方法得到的壁面热流随时间变化，此处为便于比较不同减阻降热方案性能优劣，仅在图 6和图 7中工况采用将壁面设为等温壁的计算方法研究壁面压力及热流分布情况。
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Fig. 6 Comparison of Stanton number distributions of different cases |
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Fig. 7 Comparison of pressure distributions of different cases |
由图 6可知，在使用单一支杆方案时，虽然减轻了钝体头部附近的气动加热，但由于激波与激波相互作用使得钝体肩部区域发生了更为剧烈的气动加热，斯坦顿数急剧增大。而在支杆的基础上采用侧向喷流可使得壁面斯坦顿数显著减小，尤其在钝体头部至肩部区域斯坦顿数得到大幅下降，大大降低了壁面的气动加热。
图 7是不同工况下钝体壁面压力分布比较情况。在单一使用支杆方案时，在钝体头部附近区域壁面压力得到大幅减小，但在肩部附近，壁面压力甚至有所增大。在支杆基础上联合使用侧向喷流，能进一步减小钝体壁面压力且钝体肩部压力峰值显著减小。
4.2 支杆侧向喷流总压及位置对减阻特性影响飞行器阻力是影响飞行器性能的重要参数，一般由波阻、摩阻和底部阻力构成。在飞行器超声速飞行时，所受阻力急剧增大。由于波阻所占比重较大，因此减小波阻是减小阻力的重点所在。本节研究了支杆侧向喷流总压及位置对减阻特性的影响（各工况见表 2）。图 8给出了侧向喷流位置固定，当侧向喷流总压变化时，钝体壁面压力分布情况。
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Fig. 8 Pressure distributions of different cases |
从图 8可知，各工况条件下钝体壁面压力分布总体上均呈现出先上升后下降的规律。图 8（a）和图 8（b）在相关工况条件下钝体壁面压力分布规律较为吻合。比较图 8（a）和图 8（b）发现：不同工况下，钝体壁面压力在θ小于12°之前变化平缓，当θ处于12°~ 20°附近时，壁面压力出现了明显的下降，但当θ大于20°后，钝体壁面压力逐渐增大，并在再附着点区域附近达到最大值，而后开始下降。图 8（c）中钝体壁面压力分布规律并不一致。在侧向喷流总压较大时，在θ较小区域内，钝体壁面压力分布规律发生较大变化，呈现出较大波动。这是由于在LR 较小时，侧向喷流位置靠近钝体壁面，当侧向喷流总压较大时，喷流气体经出口膨胀后与钝体壁面发生强烈干扰，如图 9所示。由图 9可看出：当PR=0.4时，侧向喷流流场结构与钝体壁面没有发生干扰，钝体壁面压力分布与图 8（a）和图 8（b）中规律一致。但当侧向喷流总压增大后，射流边界已经与钝体壁面发生接触，导致壁面压力分布规律发生较大变化。
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Fig. 9 Mach number contours of case7, case8 |
此外，比较分析图 8（a）和图 8（b）发现，在一定侧向喷流总压下，钝体壁面压力均随着侧向喷流总压比PR的增大总体上呈减小规律，利于减阻。而在图 8（c）中，由于部分工况条件下侧向喷流气体与钝体壁面发生干扰，压力沿壁面分布规律较复杂，甚至一些位置在当侧向喷流总压较大时，钝体壁面压力反而更大。图 10是在侧向喷流总压一定的情况下，侧向喷流位置不同时，钝体壁面压力分布。
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Fig. 10 Pressure distributions of case2, case5 and case8 |
由图 10发现，随着侧向喷流位置参数LR的减小（即侧向喷流位置向支杆底部靠近），在θ小于60°范围内，钝体壁面压力总体上明显增大。在Case 8工况下，由于射流与钝体壁面发生干扰，当θ较小范围内，钝体壁面压力大幅减小，但从θ=12°左右至再附着点附近壁面压力呈现较大幅度增长，总体上并不利于减阻。图 11给出了不同侧向喷流位置时马赫数云图及流线图。由图 11看出：支杆和钝体之间的回流区随着侧向喷流位置向支杆底部靠近明显减小，此外，喷流将弓形激波推离钝体壁面的效果也随之变差，在钝体肩部附近区域，激波距离钝体壁面较近。
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Fig. 11 Streamline distributions and Mach number contours of different lateral jet position |
图 12给出了不同工况下钝体所受阻力情况，此处所计算阻力为钝体壁面压力沿轴向积分。由图 12可知，在侧向喷流总压一定时，随着侧向喷流位置参数LR的增大，钝体所受阻力得到明显减小；当侧向喷流位置参数较小（即侧向喷流位置靠近钝体壁面）时，阻力受侧向喷流总压的影响较小，但当侧向喷流位置参数较大时，侧向喷流总压的增大可使阻力明显减小。
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Fig. 12 Drag distribution of different cases |
超声速飞行器在飞行过程中，受激波压缩以及气体本身的粘性阻滞作用，飞行器表面尤其头部区域承受剧烈的气动加热。准确预测飞行器的气动热环境，对提高热防护设计具有重要意义。支杆在减阻方面效果显著，但对于改善气动热环境仍显不足。图 6表明侧向喷流的引入能有效改善钝体壁面的热环境，本节针对支杆侧向喷流总压及位置对热防护性能的影响进行了数值研究（各工况见表 2）。图 13给出了不同工况下，钝体壁面斯坦顿数分布曲线。
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Fig. 13 Stanton number distributions of different cases |
由图 13可知，在不同工况下，钝体壁面斯坦顿数总体上呈现先增大后减小的变化规律。由图 13和图 6比较可看出，和单一支杆方案相比，采用侧向喷流方案后，各工况条件下，钝体肩部热流均得到大幅下降；但随侧向喷流位置参数LR变小，当侧向喷流总压较小时，钝体肩部区域热环境明显变差。由图 13（c）和图 6对比发现，当LR=0.1，PR=0.4时，钝体肩部壁面热流值明显高于文献[12]中钝体肩部壁面热流值，热防护性能变差。可以发现：在相同侧向喷流总压条件下，侧向喷流位置参数LR对热防护性能影响较大。比较图 13（a）和图 13（b）发现，在相关工况条件下斯坦顿数分布规律较为一致。在θ小于一定角度（12°左右）之前变化平缓，当θ大于25°后，钝体壁面斯坦顿数逐渐增大，在再附着点附近，斯坦顿数达到最大，而后开始下降。受侧向喷流总压和位置影响，各工况条件下，再附着点位置并不相同。对于固定的侧向喷流位置，随着侧向喷流总压的增大，斯坦顿数出现明显的下降趋势，甚至出现负值。当在PR= 0.4时，不同工况下的斯坦顿数并未出现负值现象，而PR处于0.6或0.8时，均出现了不同程度的负值且随着侧向喷流总压的增大，斯坦顿数为负值的区域随之变大。这是因为在侧向喷流总温和出口马赫数一定时，随着侧向喷流总压的增大，喷流气体密度及喷流流量增大，在弓形激波被进一步推离壁面形成更大回流区的同时更多低温喷流气体进入回流区。在再附着点之后，自由来流与侧向喷流气体发生掺混贴附于钝体壁面。在图 13（c）中，当侧向喷流总压较大时，射流对壁面产生干扰，从图 13（c）局部放大图中可以看出斯坦顿数变化较剧烈，出现了较大程度的负值现象，这是因为侧向喷流气体经出口膨胀后与钝体壁面直接接触，而侧向喷流气体温度较低所造成。
图 14显示了在Case1工况下，斯坦顿数随时间的变化规律，图 14中所给出曲线的时间间隔均为0.2s。由图 14可知：不同时刻斯坦顿数沿壁面分布规律基本一致，但随着时间推进均有所减小，在峰值区域斯坦顿数随时间推进减小幅度较大。这是因为再附着点附近，热流较大，钝体壁面升温较快，因此流固交界面处热流降低程度较大。在θ小于25°及大于75°区域，斯坦度数变化较缓慢。随着时间的推进，再附着点附近斯坦度数下降速率总体上呈减小趋势。
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Fig. 14 Stanton number distributions at different time |
通过对超声速流动中支杆侧向喷流复杂流场的数值模拟，研究了支杆侧向喷流减阻降热机理，并分析了侧向喷流总压及其位置对减阻降热性能的影响，在研究参数范围内得到以下结论：
（1）本文数值计算方法适用于超声速复杂流场计算，能够清晰捕捉到流场中存在的激波、剪切层、再附激波及回流区等复杂流动结构。从流场结构来看，在不同侧向喷流总压及位置参数下，流场基本结构变化不大。
（2）侧向喷流总压对减阻降热的作用受侧向喷流位置影响较大，当侧向喷流位置处于支杆头部或中部时，随着侧向喷流总压的增大，壁面热流和阻力明显减小；当侧向喷流位置靠近支杆底端时，阻力受侧向喷流总压的影响较小，此时，尽管斯坦顿数随着侧向喷流总压的增大明显下降，但总体热环境急剧变差，和Case3工况相比，Case9工况条件下，壁面斯坦顿数明显增大，增长幅度接近125%。当侧向喷流总压较小时，采用侧向喷流位置靠近支杆头部方案能够得到较理想的减阻降热效果。
（3）非定常耦合传热计算方法和等温壁处理方法得到的壁面热流分布规律基本一致，但采用非定常耦合传热计算方法考虑了时间对壁面热流的影响，数值计算结果显示时间对壁面热流大小有重要影响，计算结果显示壁面斯坦顿数变化剧烈区域在2s内下降幅度达到50%左右。对于需要长时间飞行的超声速飞行器进行热防护设计，采用非定常耦合传热计算方法更为合适。
| [1] |
Ho S Y, Paull A. Coupled Thermal, Structural and Vibrational Analysis of a Hypersonic Engine for Flight Test[J]. Aerospace Science & Technology, 2006, 10(5): 420-426.
(  0) |
| [2] |
Huang W. A Survey of Drag and Heat Reduction in Supersonic Flows by a Counter Flowing Jet and Its Combinations[J]. Journal of Zhejiang University-Science A, 2015, 16(7): 551-561. DOI:10.1631/jzus.A1500021
( 0) |
| [3] |
Ahmed M Y M, Qin N. Recent Advances in the Aerothermodynamics of Spiked Hypersonic Vehicles[J]. Progress in Aerospace Sciences, 2011, 47(6): 425-449. DOI:10.1016/j.paerosci.2011.06.001
( 0) |
| [4] |
耿云飞, 阎超. 联合激波针-逆向喷流方法的新概念研究[J]. 空气动力学学报, 2010, 28(4): 436-440. ( 0) |
| [5] |
王振清, 吕红庆, 雷红帅. 钝体前缘喷流热防护数值分析[J]. 宇航学报, 2010, 31(5): 1266-1271. ( 0) |
| [6] |
Gerdroodbary M B, Imani M, Ganji D D. Heat Reduction Using Counter Flowing Jet for a Nose Cone with Aero Disk in Hypersonic Flow[J]. Aerospace Science & Technology, 2014, 39: 652-665.
( 0) |
| [7] |
Mehta R C. Numerical Heat Transfer Study over Spiked Blunt Bodies at Mach 6.8[J]. Journal of Spacecraft & Rockets, 2000, 37(5): 700-703.
( 0) |
| [8] |
Warren C H E. An Experimental Investigation of the Effect of Ejecting a Coolant Gas at the Nose of a Bluff Body[J]. Journal of Fluid Mechanics, 1960, 8(3): 400-417. DOI:10.1017/S0022112060000694
( 0) |
| [9] |
王兴, 裴曦, 陈志敏, 等. 超声速逆向喷流的减阻与降热[J]. 推进技术, 2010, 31(3): 261-264. (WANG Xing, PEI Xi, CHEN Zhi-min, et al. Supersonic with Counter Flowing Jets on Drag and Heat Transfer Reduction[J]. Journal of Propulsion Technology, 2010, 31(3): 261-264.)
( 0) |
| [10] |
Finley P J. The Flow of a Jet from a Body Opposing a Supersonic Free Stream[J]. Journal of Fluid Mechanics, 1966, 26(26): 337-368.
( 0) |
| [11] |
Gerdroodbary M B, Bishehsari S, Hosseinalipour S M, et al. Transient Analysis of Counter Flowing Jet over Highly Blunt Cone in Hypersonic Flow[J]. Acta Astronautica, 2012, 73(73): 38-48.
( 0) |
| [12] |
Hayashi K, Aso S, Tani Y. Numerical Study of Thermal Protection System by Opposing Jet [R]. AIAA 2005-188.
( 0) |
| [13] |
Hayashi K. Aso S. Effect of Pressure Ratio on Aerodynamic Heating Reduction due to Opposing Jet[R]. AIAA 2003-4041.
( 0) |
| [14] |
马汉东, 周伟江. 超音速流中球头反向喷流流场的数值模拟[J]. 航空学报, 1993, 14(5): 297-300. ( 0) |
| [15] |
周伟江, 马汉东. 反向喷流与主流干扰数值模拟[J]. 空气动力学学报, 1994, 12(3): 295-300. ( 0) |
| [16] |
Gerdroodbary M B, Imani M, Ganji D D. Heat Reduction Using Counter Flowing Jet for a Nose Cone with Aero Disk in Hypersonic Flow[J]. Aerospace Science & Technology, 2014, 39: 652-665.
( 0) |
| [17] |
Huang W, Liu J, Xia Z X. Drag Reduction Mechanism Induced by a Combinational Opposing Jet and Spike Concept in Supersonic Flows[J]. Acta Astronautica, 2015, 115: 24-31. DOI:10.1016/j.actaastro.2015.04.025
( 0) |
| [18] |
Burbank P B, Stallings R L. Heat-Transfer and Pressure Measurements on a Flat Nose Cylinder at a Mach Number Range from 2. 49 to 4. 44[R]. NASA TM X-221, 1959.
( 0) |
| [19] |
陆海波, 刘伟强. 高超声速飞行器鼻锥迎风凹腔结构防热效能研究[J]. 宇航学报, 2012, 33(8): 1013-1018. ( 0) |
| [20] |
陆海波, 刘伟强. 迎风凹腔与逆向喷流组合热防护系统冷却效果研究[J]. 物理学报, 2012, 61(6). ( 0) |
| [21] |
Huang W, Yan L, Liu J, et al. Drag and Heat Reduction Mechanism in the Combinational Opposing Jet and Acoustic Cavity Concept for Hypersonic Vehicles[J]. Aerospace Science & Technology, 2015, 42: 407-414.
( 0) |
| [22] |
Liu Y, Jiang Z. Concept of Non-Ablative Thermal Protection System for Hypersonic Vehicles[J]. AIAA Journal, 2012, 50(3): 584-590.
( 0) |
| [23] |
刘云峰, 姜宗林. 高超声速钝头体支杆侧向射流减阻新机理试验研究[C]. 郑州: 第十三届中国力学学会北方七省、市、区力学学术交流会, 2010.
( 0) |
| [24] |
刘君. 超声速流动中燃烧现象的数值模拟方法及应用[M]. 长沙: 国防科技大学出版社, 2008.
( 0) |
| [25] |
Menter F R. Two-Equation Eddy-Viscosity Turbulence Models for Engineering Applications[J]. AIAA Journal, 1994, 32(8): 1598-1605. DOI:10.2514/3.12149
( 0) |
| [26] |
陈雄, 李映坤, 刘锐, 等. 基于耦合传热的双脉冲发动机热防护层受热分析[J]. 推进技术, 2016, 37(1): 83-89. (CHEN Xiong, LI Ying-kun, LIU Rui, et al. A Study of Thermal Protection Layer in Dual Pulse Motor Based on Conjugated Heat Transfer Method[J]. Journal of Propulsion Technology, 2016, 37(1): 83-89.)
( 0) |
| [27] |
Aso S, Hayashi K, Mizoguchi M. A Study on Aerodynamic Heating Reduction due to Opposing Jet in Hypersonic Flow[R]. AIAA 2002-0646.
( 0) |
| [28] |
Dechaumphai P, Wieting A R, Thornton E A. FlowThermal-Structural Study of Aerodynamically Heated Leading Edges[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 1989, 26(4): 201-209. DOI:10.2514/3.26055
( 0) |
| [29] |
Rui L, Xiong C, Chang-Sheng Z, et al. A Couple Approach for a Conjugate Heat Transfer Investigation of the Shape-Change Effects in a Composite Nozzle[J]. Numerical Heat Transfer, Part A: Applications, 2015, 68(11): 1280-1305. DOI:10.1080/10407782.2015.1037150
( 0) |