田 鵬，李廣利，崔 凱，3，李志輝，張 俊，*

(1. 北京航空航天大學 航空科學與工程學院，北京 100191；2. 中國科學院力學研究所 高溫氣動國家重點實驗室，北京 100190；3. 中國科學院大學 工程科學學院，北京 100049；4. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 超高速空氣動力研究所，綿陽 621000)

0 引 言

近年來，臨近空間因其重要的戰(zhàn)略價值受到重視，臨近空間超聲速飛行器成為各國研究的熱點[1-2]。依照飛行任務不同，臨近空間飛行器主要分為飛船返回艙、臨近空間高超聲速飛行器和天地往返運輸系統(tǒng)等幾類；依照氣動外形不同，主要有升力體、乘波體、軸對稱錐形體等，代表性的驗證飛行器有X-43A[3]、HTV2[4]、X-37B等。目前，高超飛行器的飛行高度已覆蓋了臨近空間（20～100 km）整個范圍，這一范圍內(nèi)空氣密度隨高度變化很大，環(huán)境密度的變化導致氣體流動呈現(xiàn)從連續(xù)到稀薄的不同狀態(tài)。

Breguet方程指出，巡航條件下飛行器的巡航距離與整機升阻比正相關，提高飛行器的升阻比可以有效提高巡航距離。然而，在高超聲速飛行條件下，激波阻力和摩擦阻力急劇增加，飛行器升阻比受到嚴重制約，飛行器遭到“升阻比屏障”[5]。目前，乘波體[6]是一種公認的氣動性能較好的高速飛行器設計方案。其特點是高速飛行時激波附著在機體前緣，機體將激波后的高壓區(qū)完全包裹在機身下方；為減小作用在機身上表面的壓力，上表面一般設置為平行于來流，這樣可以實現(xiàn)較大的升阻比。然而，乘波體的設計思路決定了其厚度相對較薄，容積率小。為提高容積，一方面，可以將絕對尺寸增加，但這會導致迎風面積和浸潤面積增大，阻力急劇增大；另一方面，可以將上表面適當隆起，但氣流在上表面的壓縮會削弱升力。

高速飛行器的基本功能是實現(xiàn)遠程快速運輸，因而容積與巡航距離是兩項重要的設計指標。由上述分析可知，飛行器的升阻比與容積存在嚴重的相互制約關系。目前各類飛行器氣動設計的本質(zhì)是依據(jù)飛行任務不同，在各項設計指標間進行權衡和折中。國內(nèi)外已有學者對各類高超聲速飛行器進行了大量的計算，詳細分析了各類氣動布局的優(yōu)缺點[7-9]。近年來，針對高速飛行器的高容積、高升力、高升阻比的設計需求，崔凱等[10-12]提出了一種新型氣動構型，稱為高壓捕獲翼（High-pressure Capturing Wing，以下簡稱HCW）。其基本設計思路是在機體上方合理位置設置增升翼，充分利用機體上表面壓縮產(chǎn)生的高壓區(qū)，實現(xiàn)大容積飛行器的升力補償。文獻[12]針對一種乘波體耦合HCW的飛行器進行數(shù)值模擬，結果顯示，引入HCW后，在給定工況下飛行器的升力提高32.8%，升阻比提高26.3%。

對高超聲速飛行器而言，稀薄過渡流域內(nèi)的氣動性能同樣重要，此時環(huán)境密度小，因而空氣阻力小，可以實現(xiàn)更高速度的飛行，但稀薄效應會嚴重影響升力與升阻比等氣動性能。流場的稀薄程度通?？捎脽o量綱參數(shù)Knudsen數(shù)（Kn）,即氣體分子的平均自由程λ和流場特征長度l的比值，進行衡量。錢學森[13]在1946年發(fā)表的論文中強調(diào)了稀薄效應在空氣動力學中的重要性。依照Kn的大小，通常可將流動分為連續(xù)流（Kn≤0.001） 、滑移流（ 0.001＜Kn≤0.1）、過渡流（0.1＜Kn≤10 ）和自由分子流（Kn＞10）。例如，對于特征長度為0.1 m的系統(tǒng)，在海拔70 km的高空，空氣平均自由程約為1×10-3m，Kn=0.01，屬于滑移流域，稀薄效應有一定的影響；而在100 km的高空，空氣平均自由程可達0.14 m，Kn=1.4，此時流動處于過渡流區(qū)。在該情況下，氣體分子的平均碰撞時間與流動特征時間相當，分子碰撞不足以將分子速度分布維持在平衡態(tài)附近，一旦出現(xiàn)擾動，分子的速度分布便將遠離平衡態(tài)分布，稀薄效應十分顯著[14]。另一方面，空氣稀薄意味著飛行器容易實現(xiàn)更高的速度。在高超聲速條件下，由于激波壓縮和邊界層內(nèi)的黏性耗散導致溫度升高，氣體分子的振動能被高溫激發(fā)，導致氣體離解、電離甚至發(fā)生化學反應。這種現(xiàn)象通常稱為高溫真實氣體效應，會對高超聲速飛行器的升力、阻力和力矩帶來較大影響[6]。

由上可知，同類飛行器在做跨大氣層飛行時其氣動特性需要重新進行評估。孫泉華[15]總結了一些飛行器在不同Kn下的升阻比數(shù)據(jù)，涉及的飛行器包括乘波體、航天飛機、NACA機翼等，結果表明各種氣動外形的升阻比均隨著稀薄程度的增加而明顯下降，稀薄效應會嚴重影響飛行器的氣動性能。因此，學者們希望設計一種從連續(xù)區(qū)到稀薄過渡區(qū)均有良好氣動性能的新型氣動布局。目前，關于HCW構型的數(shù)值模擬與風洞實驗主要集中在連續(xù)流域[12,16-17]，對于稀薄領域的研究還很缺乏。稀薄氣體效應會導致激波脫體、激波層變厚甚至沒有明顯的激波結構[18-19]，同時由于HCW設計為平行于來流的薄翼結構，阻力主要是摩擦阻力，稀薄過渡區(qū)摩擦阻力占比迅速上升[20]，HCW帶來的額外阻力不可忽視。因此，研究HCW構型的跨流域氣動性能十分重要。

對于具有稀薄效應的流動模擬，傳統(tǒng)的計算流體力學（CFD）方法存在一定的局限性。在滑移流域，稀薄效應體現(xiàn)在固體壁面邊界上出現(xiàn)速度滑移和溫度跳躍，此時可以采用Navier-Stokes (N-S)方程加上滑移邊界條件進行處理。對于過渡區(qū)的流動，此時N-S方程內(nèi)描述應力和熱流的線性本構關系失效。目前模擬稀薄流動最為可靠的數(shù)值模擬方法是直接模擬Monte Carlo (DSMC)方法[14,21]。DSMC方法以分子動理論為基礎，通過追蹤分子的運動和碰撞過程對氣體進行建模。分子的運動是確定性的，在一個時間步長內(nèi)，根據(jù)分子的速度更新分子的位置；分子的碰撞是隨機性的，通過在一個碰撞網(wǎng)格內(nèi)隨機選取分子對進行。流場的宏觀信息，如密度、速度和溫度等，是通過對網(wǎng)格中所有分子進行統(tǒng)計平均得到的。原理上，DSMC方法可以應用在從連續(xù)流到自由分子流的整個流動領域，但需要注意的是，為了保證計算的精度，DSMC方法要求碰撞網(wǎng)格小于分子的平均自由程，時間步長小于分子的平均碰撞時間[22]。因此，DSMC方法對于稀薄流的計算是十分高效的，但對于連續(xù)流的計算相對較慢。近年來，DSMC方法及其改進的多尺度粒子方法[23-24]已在航天器再入[18,20]、臨近空間高超聲速飛行器[25-26]的氣動特性以及流動機理[27-28]等方面得到了廣泛應用。

本文針對一種簡單的HCW原理性構型，以馬赫數(shù)20、飛行高度在70～100 km為條件，采用DSMC方法進行數(shù)值模擬。重點研究不同飛行高度下的流場結構、HCW下表面的氣動力/氣動熱分布以及壁面反射模型對氣動力/氣動熱分布的影響規(guī)律，探討HCW構型的跨流域氣動特性，并為后續(xù)跨流域飛行器外形優(yōu)化等工作奠定基礎。

1 高壓捕獲翼設計原理與計算模型

高壓捕獲翼（HCW）的基本設計原理如圖1所示[12]，其中二維的楔形代表機體，平行于來流的極薄平板代表HCW。自由來流被機體上表面壓縮后，產(chǎn)生第一道斜激波S1，波后壓力上升，氣流偏折后與機體上表面平行，之后這部分氣流被HCW再次壓縮形成激波S2，波后壓力進一步上升。由于機體尾部氣體膨脹，氣流經(jīng)過膨脹波系后壓力逐漸下降。根據(jù)激波與膨脹波的相對位置將流場劃分為5個區(qū)域，其中，1區(qū)域為自由來流，2區(qū)域內(nèi)來流被機體上表面壓縮，并在3區(qū)域內(nèi)被HCW再次壓縮，壓力達到最大，之后經(jīng)過一系列膨脹波進入?yún)^(qū)域4，壓力逐漸下降；由于HCW平行與來流，區(qū)域5內(nèi)的壓力與自由來流基本相等。經(jīng)過兩次壓縮，HCW下表面的壓力明顯高于上表面，因此HCW可以為飛行器提供較大的額外升力。

臨床療效評價標準:(1)顯效:經(jīng)治療后心前區(qū)或胸骨后疼痛完全消失,心電圖顯著改善,疼痛發(fā)作次數(shù)和持續(xù)時間降低80%。(2)有效:心電圖、心前區(qū)或胸骨后疼痛改善,疼痛發(fā)作次數(shù)和持續(xù)時間降低50%以上。(3)無效:未達到上述標準為無效?？傆行?(顯效+有效)例數(shù)/總例數(shù)×100%。同時對相關臨床監(jiān)測指標數(shù)據(jù)進行記錄,包括血小板、Fg(纖維蛋白原含量)、APTT(活化部分凝血活酶時間)、PT(血漿凝血酶原時間)等指標。

圖1 高壓捕獲翼設計原理[12]Fig. 1 Principle of designing HCW[12]

本文研究的重點是不同稀薄程度下，機體與HCW之間的流場特征以及HCW下表面的氣動力/氣動熱分布，未考慮機體前緣與HCW的熱防護設計以及機體與HCW之間的支撐結構。根據(jù)上述設計思路，本文以二維楔形為概念機體，其上方布置HCW，HCW外形為極薄的二維矩形。機體長度為1 m，高度為0.2 m，并以機體高度作為飛行器的特征長度。HCW的長度和厚度分別為0.4 m、0.002 m，與機體的相對位置依據(jù)文獻[29]中的思路給定。

2 計算方法與可靠性驗證

為了準確模擬簡化模型在稀薄過渡流域的流場結構和氣動特性，選擇DSMC方法作為計算工具，該方法被認為是模擬稀薄流動最成功的方法之一[21]。計算程序使用開源DSMC模擬軟件SPARTA[30]，分子碰撞過程采用變徑軟球（VSS）模型處理，內(nèi)能松弛使用Larsen-Borgnakke統(tǒng)計模型處理，化學反應模型為TCE模型。計算網(wǎng)格采用笛卡爾網(wǎng)格，并采用網(wǎng)格自適應技術，保證網(wǎng)格尺度小于當?shù)刈杂沙?，且每個網(wǎng)格中粒子數(shù)目大于30。

為方便比較不同高度壁面物理量變化規(guī)律，對氣動力、氣動熱進行無量綱處理，壁面壓力系數(shù)、摩擦系數(shù)與熱流系數(shù)的定義為：

首先采用SPARTA軟件對雙錐模型進行模擬，并將結果與實驗測量得到的氣動力和氣動熱數(shù)據(jù)進行對照，以驗證計算方法的可靠性。雙錐的幾何外形如圖2所示。來流氣體為N2，密度為1.757×10-4kg/m3，溫度為42.6 K，速度為2 073 m/s，錐體壁面溫度297.2 K。計算中采用了網(wǎng)格自適應技術，以保證碰撞對的選取網(wǎng)格尺度小于當?shù)胤肿悠骄杂沙獭?/p>

圖2 雙錐幾何示意圖Fig. 2 Schematic of the biconic geometry

圖3給出了表面壓力與熱流分布，圖中三組數(shù)據(jù)分別為實驗結果[31]、Klothakis等的DSMC計算結果[32]及本文的DSMC計算結果。結果表明本文的數(shù)值結果與已有實驗值以及文獻中的數(shù)值模擬結果較為吻合，SPARTA能夠準確地預測再附點的位置。以實驗結果作為基準，本文DSMC結果在再附點處壓力差異約8.4%，熱流差異約13.8%，SPARTA程序的結果具有較高的可信度。

圖3 雙錐表面壓力與熱流分布Fig. 3 Distributions of surface pressure and heat flux on the biconic model

3 計算結果及分析

為比較HCW構型在不同稀薄程度大氣中的流場結構以及氣動性能，選取了四個典型的飛行高度，來流馬赫數(shù)Ma= 20，來流基本參數(shù)由美國標準大氣(USSA-76)模型[33]確定，具體數(shù)據(jù)見表1。機體與HCW表面均采用Maxwell反射模型，若無特殊說明，適應系數(shù)取為αM=0.8，即有80%的分子在壁面為漫反射，其余20%的分子為鏡面反射。壁面溫度設置為300 K。

表1 不同高度自由來流條件Table 1 Freestream conditions at different flight altitudes

為確保計算結果不受網(wǎng)格密度影響，對飛行高度為90 km的工況，依據(jù)整個流場中網(wǎng)格尺度與當?shù)仄骄杂沙讨茸畲笾?(Lcell/λlocal)max的不同，使用三套不同的網(wǎng)格進行網(wǎng)格獨立性驗證。由于SPARTA程序可以在挑選碰撞對時優(yōu)先選擇距離較近的分子，計算中可適當放寬對網(wǎng)格的要求。初步選定的粗網(wǎng)格滿足 (Lcell/λlocal)max＜2 ，中網(wǎng)格滿足 (Lcell/λlocal)max＜1，細網(wǎng)格滿足 (Lcell/λlocal)max＜0.5。 時間步長取為△t=τ/3， 其中 τ為分子平均碰撞時間。

如圖4所示，三套網(wǎng)格計算得到的HCW下表面壓力分布差別很?。淮志W(wǎng)格與中網(wǎng)格得到的HCW下表面剪切力和熱流存在微小差距，而中網(wǎng)格與細網(wǎng)格得到的剪切力與熱流幾乎相同，這表明中網(wǎng)格與細網(wǎng)格模擬精度非常好。基于此，后續(xù)計算均使用滿足(Lcell/λlocal)max＜1的網(wǎng)格（對于較為連續(xù)的工況，為提高計算效率，使用滿足 (Lcell/λlocal)max＜2的網(wǎng)格）。

精確預測激波位置等流場特征對HCW外形設計十分重要，但隨著飛行高度增加，稀薄效應會導致激波層變厚，激波邊緣變模糊；表面氣動量（壓力、剪切力、熱流等）的分布是高超聲速流動中備受關注的物理量，因為表面量的分布直接影響飛行器的氣動性能。在驗證網(wǎng)格獨立性的基礎上，本節(jié)針對HCW的二維簡化外形，分析稀薄效應對流場特征和HCW下表面氣動量的影響?？紤]到稀薄條件下分子在固體壁面的反射方式對流場結構和表面氣動量有重要影響[34]，進一步研究了不同高度下氣固作用模型對HCW表面剪切力分布的影響，為實現(xiàn)高壓捕獲翼構型在稀薄流域減阻提供一種思路。

圖4 網(wǎng)格分辨率對HCW下表面壓力、剪切力與熱流分布影響比對曲線Fig. 4 Influence of grid resolution on the distribution of pressure, shear stress and heat flux on the lower surface of HCW

3.1 流場特征分析

對于飛行高度為70 km、80 km的工況，Kn分別為4.91×10-3與2.20×10-2，由于來流速度較大，此時壁面已經(jīng)出現(xiàn)速度滑移現(xiàn)象，流動屬于滑移流域。此時流場結構與連續(xù)流區(qū)得到的計算結果[10]類似，HCW壓縮產(chǎn)生的激波S2能掠過機體最高點，而不直接作用在機體上表面；飛行高度為90 km時，Kn=0.119，流動已進入過渡流域，此時激波邊緣比較模糊，激波S2與機體最高點產(chǎn)生相互干擾，但總體而言影響較??；當飛行高度為100 km時，Kn=0.71，此時稀薄效應更加突出，已經(jīng)無法觀察到清晰的激波S2，機體與HCW之間的開放通道內(nèi)出現(xiàn)嚴重的相互干擾，加入HCW對機體升力造成較大損失。

為了進一步研究激波S1后流場分布情況，比較了機體上方（距離機體頭部0.816 m處，見圖6中的小圖）速度沿壁面法向的分布，圖中y*為距壁面高度。從圖6可以看出，70 km工況下，流場中存在清晰的激波層和邊界層結構；80～90 km工況下，激波層和邊界層逐漸變厚，二者間的過渡變得模糊；100 km以上，激波層和邊界層已經(jīng)融合在一起，流動演變?yōu)闈u進壓縮過程。綜合以上分析，對本文考慮的原理性構型而言，飛行高度在100 km及以上時，HCW的優(yōu)勢不再明顯。因此后文僅對70～90 km工況展開分析。

圖6 速度沿機體上表面法向分布Fig. 6 Wall-normal velocity distribution on the upper surface of the body

3.2 壁面氣動力和氣動熱分布特性

當飛行高度增加，稀薄效應會改變飛行器周圍的流場結構，表面壓力、剪切力與熱流也會呈現(xiàn)不同的變化規(guī)律。圖7（a）給出了HCW下表面壓力系數(shù)分布。不同高度下HCW下表面壓力最大值均出現(xiàn)在前端。沿著流向發(fā)展，壓力逐漸下降。從圖5的無量綱壓力云圖可以看出，激波S2之后氣體壓力進一步上升，流場中壓力值達到最大，相應地，作用在HCW下表面的壓力也為最大。當氣流通過機體最高點之后，流道拓寬，氣體膨脹，作用在HCW下表面的壓力逐漸下降。隨著高度增加，通道內(nèi)沿流動方向壓力梯度逐漸減小，沿HCW下表面壓力系數(shù)變化變得相對平緩，這表明稀薄效應會降低氣體相對膨脹的速度。

圖7 捕獲翼下表面氣動系數(shù)分布Fig. 7 Distributions of aerodynamic coefficients on the lower surface of HCW

一般而言，由于氣體密度下降，飛行器表面的剪切力和熱流都會下降。但無量綱后的剪切力和熱流隨Kn增大而明顯增大[15]。如圖7（b）和7（c）所示，HCW下表面剪切力和熱流峰值出現(xiàn)在激波S1撞擊HCW的位置。同時在HCW的大部分區(qū)域，無量綱后的剪切力與熱流均隨飛行高度增加而增大，可見稀薄氣體效應增加了飛行器壁面的相對摩擦與相對傳熱率。

對本文所考慮的原理性構型，HCW非常薄且平行于自由來流，因而其升力主要來源為下壁面壓力，阻力主要來源為下壁面的摩擦。在70～90 km飛行高度范圍內(nèi)，隨稀薄程度增加，HCW下表面壓力系數(shù)的變化幅度相對較小，但摩擦系數(shù)迅速增加，HCW引入的摩擦阻力占飛行器總阻力比重迅速上升，成為制約飛行器整體氣動性能的重要因素。

3.3 氣固作用方式對壁面氣動量影響分析

由于HCW設計為平行于來流的薄翼結構，氣動摩擦是阻力的主要組成部分，同時，過渡流域氣體稀薄，氣體分子在壁面的反射方式對流場結構與表面氣動力有較大影響。為研究稀薄條件下高壓捕獲翼構型的氣動性能，特別是壁面摩擦與氣固作用的相關程度，本節(jié)針對HCW的不同壁面反射模型展開研究。

圖8 90 km處流場壓力云圖Fig. 8 Distributions of flowfield pressure contour at 90 km

圖9 90 km處速度與密度沿y方向（x = 0.9 m）分布比對曲線Fig. 9 Distributions of velocity and density along y direction(x = 0.9 m) at 90 km

一般認為，氣體分子與壁面相互作用可以由Maxwell反射模型表征[35]，該模型由鏡面反射模型與漫反射模型按一定比例組合而成，并將漫反射所占比例定義為Maxwell適應系數(shù)αM。其中發(fā)生鏡面反射時，氣體分子撞擊壁面后，切向速度不發(fā)生改變，只有法向速度改變方向，這種狀態(tài)下分子與壁面不交換切向動量與能量，只有法向動量的交換，宏觀上體現(xiàn)為壁面沒有黏性。發(fā)生完全漫反射時，粒子反射速度與入射速度無關，是壁面溫度下的Maxwell平衡態(tài)分布，這時氣體分子與壁面在切向動量、法向動量與能量各方面均存在劇烈交換，宏觀上體現(xiàn)為壁面黏性最大。大量分子束實驗與分子動力學模擬結果表明，適應系數(shù)受壁面材料種類、粗糙程度、分子入射速度、分子入射角度等因素影響，大部分情況下適應系數(shù)分布在0.3～1.0之間[36-37]。

本節(jié)以飛行高度90 km為例，假定機體表面適應系數(shù)不變，均為0.8，分析HCW壁面適應系數(shù)分別為0.8、0.6、0.4三種情況下表面氣動力、氣動熱以及流場結構的差異。

圖8給出了上述三種工況下的壓力云圖。各工況對應結果的差異只存在于HCW附近，對機體幾乎沒有額外干擾。圖9展示了流場中速度和密度沿x=0.9m的分布，結果表明，隨著適應系數(shù)下降，壁面阻礙流動的效果削弱，HCW近壁面氣流流速增加，邊界層內(nèi)氣體密度下降。

圖10給出了不同適應系數(shù)對應的HCW下表面氣動力、氣動熱系數(shù)分布。隨著適應系數(shù)下降，HCW下表面的壓力、剪切力和熱流均呈現(xiàn)下降趨勢。其中，壓力的下降幅度最小，剪切力和熱流下降幅度較大。這是由于Maxwell適應系數(shù)對氣體法向動量的調(diào)節(jié)較小，HCW壁面壓力值的小幅下降主要是由于邊界層內(nèi)空氣流速增加，導致氣流“擁堵”程度下降，近壁面密度下降，氣體分子與壁面碰撞頻率下降。壁面剪切力與熱流值大幅下降，是由于Maxwell適應系數(shù)與氣體與壁面的切向動量適應程度以及能量適應程度相關性大，適應系數(shù)下降導致氣體分子與壁面的切向動量交換、能量交換被削弱。宏觀上表現(xiàn)為HCW頭部的剪切力和熱流存在較大差別，隨著氣體向后流動，氣流逐漸被減速，HCW下表面剪切力、熱流逐漸下降，不同適應系數(shù)對應結果的差異也逐漸減小。

圖10 90 km處適應系數(shù)對捕獲翼下表面氣動系數(shù)分布的影響Fig. 10 Influence of accommodation coefficient on the distrbutions of aerodynamic quantities on the lower surface of HCW at 90 km

圖11給出了70～90 km不同飛行高度下，HCW下表面剪切力分布對比。由圖可知，在激波S1撞擊HCW下表面處，高速氣流未經(jīng)邊界層減速直接沖擊壁面，氣體與壁面進行劇烈的動量交換，剪切力出現(xiàn)峰值。沿著流向的發(fā)展，氣流在HCW近壁面被逐漸減速，氣體分子撞擊壁面時入射速度下降，在氣固相互作用過程中氣體損失的切向動量也逐漸下降，氣體分子與壁面之間的動量交換減弱，在HCW下表面體現(xiàn)為氣動剪切沿流向逐漸下降。

圖11 不同適應系數(shù)的捕獲翼下表面剪切力分布Fig. 11 Distributions of shear stress on the lower surface of HCW for different accommodation coefficients

不同適應系數(shù)的HCW表面，剪切力的差異僅存在于頭部一段區(qū)間內(nèi)，在本節(jié)所考慮的適應系數(shù)范圍內(nèi)（0.4 ≤αM≤ 0.8），隨著壁面適應系數(shù)下降，氣動摩擦明顯下降。但沿著流向發(fā)展，這種差異逐漸減小。當飛行高度增加，適應系數(shù)對壁面氣動力影響的范圍增加。例如，在70 km工況下，不同適應系數(shù)對壁面剪切的影響只存在頭部約10%范圍內(nèi)，之后不同適應系數(shù)對應的壁面剪切沒有明顯差別；在80 km工況下，HCW下表面約前20%范圍內(nèi)剪切力有明顯區(qū)別；在90 km工況下，整個HCW下表面的剪切力都存在差異?？梢?，稀薄氣體效應增大了壁面適應系數(shù)對氣動力與氣動熱的影響范圍。

4 結 論

本文基于一種簡化的二維楔-板HCW原理性構型，通過模擬其在高度70～100 km范圍內(nèi)的非平衡流動，分析了HCW的流場結構與壁面氣動力和氣動熱數(shù)據(jù)，獲得了這種氣動布局在連續(xù)-稀薄流域中的基本特性。得到以下基本結論：

1） HCW構型主要原理是利用機身上表面壓縮后形成的高壓區(qū)。隨著飛行高度上升，機體誘導的激波結構逐漸模糊，這使得HCW利用高壓區(qū)增升的效果減弱。同時HCW與機體之間的通道內(nèi)容易出現(xiàn)相互干擾，因此需要擴大二者之間的間距。掠過機體最高點后，捕獲翼下方氣體膨脹的速度下降，HCW下表面壓力變化變得相對平緩。

2） 稀薄程度增加，HCW表面的氣動力、氣動熱下降，但對應的無量綱后的氣動力與氣動熱呈現(xiàn)出不同的變化趨勢。其中壓力系數(shù)隨飛行高度變化幅度相對最小，稀薄效應主要影響HCW下開放通道內(nèi)氣體膨脹速率；摩擦系數(shù)和熱流系數(shù)與稀薄程度有很強的相關性，稀薄效應顯著增大了飛行器表面相對摩擦與相對傳熱率。對實際飛行器而言，這種變化使得摩擦阻力相對于升力增大，HCW引入的阻力將會成為飛行器阻力的重要組成部分。

3） 壁面適應系數(shù)對HCW頭部的氣動力、氣動熱分布有很大影響，并且隨著稀薄程度增加，適應系數(shù)的影響的范圍逐漸擴大，這表明在稀薄流域飛行器氣動力對壁面適應系數(shù)更為敏感。對于飛行在稀薄過渡流域的飛行器，壁面適應系數(shù)將是影響飛行器氣動性能的重要因素。對于實際問題而言，氣體分子與壁面的作用過程較為復雜，Maxwell反射模型作為一種較為簡單的模型，描述實際問題的能力可能有所欠缺，對于具體實例，特別是極高馬赫數(shù)下的氣固作用方式，仍需開展細致的研究。

本文著眼于探究HCW氣動布局的跨流域氣動性能，因此主要針對一種二維原理性構型展開分析。從結果來看，該構型在過渡流區(qū)可以提高飛行器升力，但相對摩擦過大導致氣動效率逐漸下降，這個問題可以通過更換HCW表面材料得到緩解。此外，為盡快探索該構型的跨流域流動特征，現(xiàn)有工作僅分析了特定馬赫數(shù)下的結果，尚未考慮來流馬赫數(shù)范圍、機體長高比、捕獲翼長度選擇等因素的影響，這些問題都是我們正在或即將開展的工作。