張智勇 張 艷

(東南大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院, 南京 211189)

當(dāng)飛行器以超音速飛行時，形成的激波會導(dǎo)致嚴(yán)重的氣動加熱和飛行阻力[1-2]，因此需要對超聲速飛行器進(jìn)行保護(hù).逆向噴流是一種有效的主動熱防護(hù)技術(shù)，能夠通過改變外部流場結(jié)構(gòu)來減少飛行器的阻力和熱流[3-4].20世紀(jì)50年代，逆向噴流最早被發(fā)現(xiàn)可以顯著降低以超音速飛行的飛行器的飛行阻力[5].此后，逆向噴流開始被廣泛地研究[6-8].研究認(rèn)為阻力和熱流的減少是由逆向噴流引起的激波結(jié)構(gòu)的變化導(dǎo)致的[6-7]，當(dāng)氣流以與飛行器飛行相反的方向噴出時，激波被推離飛行器表面，這可以顯著降低激波的氣動加熱效果.噴出的氣體與自由來流接觸后返回飛行器表面，形成低壓回流區(qū)域，顯著降低了飛行器的飛行阻力.

近年來，隨著計算機(jī)技術(shù)的發(fā)展，數(shù)值模擬已成為研究逆向噴流的有效工具，許多關(guān)于逆向噴流的新設(shè)計被提出[9-12].許多飛行器的飛行高度超過80 km，在這個高度氣體稀薄.氣體的稀薄程度常用克努森數(shù)Kn表示，克努森數(shù)是環(huán)境氣體的平均自由程與流動特征長度的比值.錢學(xué)森通過克努森數(shù)將稀薄氣體流動分為三大領(lǐng)域，即滑移流區(qū)、過渡流區(qū)和自由分子流區(qū).在0.0110的自由分子流中，由于可以忽略由碰撞引發(fā)的速度分布函數(shù)的變化，因此可以通過無碰撞項的Boltzmann方程求解.在0.1

本文基于DSMC 方法對不同克努森數(shù)下逆向噴流對鈍頭體表面的氣動加熱和飛行阻力的減小效果進(jìn)行了研究.已有對逆向噴流的研究往往只關(guān)注逆向噴流的總壓比，即噴流總壓與自由來流總壓之比對逆向噴流效果的影響，實際上噴流壓強(qiáng)、氣體種類、氣體溫度、噴流流速等條件均會對逆向噴流的效果產(chǎn)生影響.因此，本文研究了稀薄氣體環(huán)境中不同克努森數(shù)時，各種不同噴流條件對逆向噴流效果的影響，從而實現(xiàn)通過控制噴流條件，提高稀薄氣體環(huán)境下逆向噴流的減阻和防熱能力的效果.

1 直接模擬蒙特卡羅方法及計算模型

1.1 計算方法

在本研究中，使用了由美國桑迪亞國家實驗室開發(fā)的SPARTA[17]程序，該程序的有效性在以前的研究中得到了驗證[18].DSMC方法首先由Bird[13]針對稀薄流動提出，并驗證了其與Boltzmann方程的一致性[19].該方法使用模擬分子代表大量的真實分子，將模擬分子的運動與碰撞解耦.DSMC方法認(rèn)為在一個時間步長內(nèi)，所有的模擬分子以原有速度做勻速直線運動，然后通過抽樣的方式選取碰撞分子對，并計算分子對碰撞后的速度.在使用DSMC方法計算的過程中，概率論方法被用來計算模擬分子初始位置分布、選擇碰撞分子對以及計算化學(xué)反應(yīng)發(fā)生的頻率.流場的溫度、熱流密度和壓強(qiáng)等宏觀物理量由網(wǎng)格內(nèi)模擬分子的速度、位置、動能等微觀物理量進(jìn)行統(tǒng)計平均計算得到.因此在模擬過程中，模擬分子的數(shù)目要足夠多，通常要求一個網(wǎng)格內(nèi)的模擬分子數(shù)不能少于20個，以便能準(zhǔn)確地計算氣體的宏觀參數(shù).此外，計算的時間步長要求小于氣體分子的平均碰撞時間，網(wǎng)格尺寸要求小于氣體分子的平均自由程.理論上，DSMC方法可以對包括連續(xù)流區(qū)、滑移流區(qū)、過渡流區(qū)和自由分子流區(qū)在內(nèi)的整個流動區(qū)域的流場進(jìn)行模擬.但計算時網(wǎng)格尺寸和時間步長需要隨著克努森數(shù)的減小而減小，這會導(dǎo)致數(shù)據(jù)存儲量和計算時間大幅增加.因此，DSMC方法更適合用來模擬稀薄氣體.

1.2 計算模型

本文采用DSMC方法模擬鈍頭體飛行器以超聲速在不同稀薄程度的氬氣環(huán)境中飛行，并計算了不同噴流參數(shù)下，飛行器的飛行阻力和表面熱流密度的變化.在本次計算中，鈍頭體飛行器使用二維軸對稱模型，鈍頭體半徑為0.3 m，噴口直徑為0.1 m.鈍頭體壁面采用完全漫反射壁面邊界條件，溫度設(shè)置為300 K，并且在模擬中保持恒定.噴流氣體的溫度設(shè)置為300 K，速度設(shè)置為321.5 m/s.自由來流的溫度為300 K，流速為1 000 m/s.當(dāng)自由來流的壓強(qiáng)為1.84 Pa時，全局克努森數(shù)等于0.01.計算中采用的邊界條件如圖1所示.在本次DSMC模擬中，變徑軟球(VSS)模型[20-21]用于描述分子間的相互作用，相對于變徑硬球(VHS)模型，VSS模型在計算氣體分子的擴(kuò)散碰撞截面與黏性碰撞截面時更加符合實際情況.

圖1 鈍頭體結(jié)構(gòu)

本文通過計算來研究克努森數(shù)對逆向噴流流場結(jié)構(gòu)的影響，以及噴流的總壓比、氣體種類、氣體溫度、噴流流速等參數(shù)對逆向噴流減阻和防熱效果的影響.

2 數(shù)值驗證與網(wǎng)格無關(guān)性分析

2.1 數(shù)值驗證

為了驗證本文采用的DSMC方法的有效性，計算了阿波羅返回艙模型使用逆向噴流時表面的壓強(qiáng)分布，并與已有的研究結(jié)果進(jìn)行比較[15].其中，壁面溫度為800 K，自由來流為空氣，溫度為188.418 K，來流流速為8 309.8 m/s，壓強(qiáng)為0.076 Pa.噴流氣體為氮氣，溫度為300 K，噴流速度為400 m/s，壓強(qiáng)為121.9 Pa.圖2顯示了阿波羅返回艙表面的壓強(qiáng)分布曲線，其中r為阿波羅返回艙前表面各點與中心的距離，r0為阿波羅返回艙的半徑.由圖可見，2次計算的壓強(qiáng)(P)分布基本一致，這證明了本文采用的DSMC方法的有效性.

圖2 阿波羅返回艙表面的壓強(qiáng)分布

2.2 網(wǎng)格無關(guān)性分析

由于DSMC方法要求網(wǎng)格的尺寸小于局部氣體的平均自由程，需在計算前對噴口及激波等氣體分子平均自由程較小的區(qū)域進(jìn)行網(wǎng)格自適應(yīng)加密.為了盡量降低網(wǎng)格劃分對求解結(jié)果的影響和提高計算效率，在進(jìn)行數(shù)值研究之前，用不同加密程度的網(wǎng)格在全局克努森數(shù)為0.01且總壓比為1.0的條件下進(jìn)行計算，從而對網(wǎng)格無關(guān)性及收斂性進(jìn)行驗證.不同加密網(wǎng)格的網(wǎng)格數(shù)如表1所示.

表1 網(wǎng)格無關(guān)性驗證

圖3顯示了不同網(wǎng)格下壓強(qiáng)在鈍頭體表面的分布及壓強(qiáng)在噴口附近沿軸線方向的分布曲線，圖中橫坐標(biāo)θ為鈍頭體表面與軸線的夾角(見圖1)，橫坐標(biāo)x為沿軸線方向與噴口的距離.算例1由于網(wǎng)格數(shù)量少，在再壓縮激波及噴口處等氣體分子數(shù)密度較大的區(qū)域計算結(jié)果有明顯的誤差，而算例2和算例3計算結(jié)果基本一致.此外，算例2使用的網(wǎng)格數(shù)量較少，計算效率更高，因此在以下的計算中均以算例2中網(wǎng)格的加密方法加密，算例2中的計算網(wǎng)格如圖4示.

(a) 鈍頭體表面壓強(qiáng)分布曲線

圖4 計算網(wǎng)格

3 結(jié)果及分析

3.1 克努森數(shù)對逆向噴流的影響

通過模擬全局克努森數(shù)分別為0.01、0.03和0.05三種情況下逆向噴流的流場結(jié)構(gòu)，研究克努森數(shù)對逆向噴流減阻和防熱效果的影響，并且總壓比均設(shè)置為0.6.本研究通過改變自由來流的氣體分子數(shù)密度來改變克努森數(shù)的大小.圖5(a)顯示了不同克努森數(shù)時的逆向噴流流場結(jié)構(gòu)，其中n為流場中氣體分子數(shù)密度，n0為自由來流的氣體分子數(shù)密度.全局克努森數(shù)為0.01時，流場結(jié)構(gòu)與之前的研究結(jié)果[8]一致，氣體從噴口噴出后膨脹，流動速度升高，壓強(qiáng)和溫度降低，并與自由來流相互作用產(chǎn)生馬赫盤.噴出的氣體經(jīng)過馬赫盤后形成剪切層并返回飛行器表面，形成了一個覆蓋在噴嘴附近的回流區(qū)域.當(dāng)剪切層的氣體與飛行器表面接觸時，在鈍頭體表面40°附近形成再壓縮激波.當(dāng)全局克努森數(shù)達(dá)到0.03或0.05時，流場結(jié)構(gòu)逐漸改變.隨著氣體變稀薄，典型的馬赫盤、回流區(qū)和剪切層不再明顯.在圖5(b)中，沿飛行方向的氣體馬赫數(shù)(Ma)分布曲線顯示了自由來流和噴射流之間的相互作用，其中，噴口位置的橫坐標(biāo)為0.隨著克努森數(shù)的增大，稀薄氣體效應(yīng)明顯，馬赫盤區(qū)域的厚度增加.

(a) 氣體分子數(shù)密度云圖

由于稀薄氣體環(huán)境下逆向噴流的流場結(jié)構(gòu)發(fā)生了明顯的變化，為研究在稀薄氣體環(huán)境下逆向噴流的減阻和防熱效果，計算了不同克努森數(shù)下鈍頭體表面的壓強(qiáng)和熱流密度分布.圖6(a)顯示了使用逆向噴流與無噴流條件下飛行器表面的壓強(qiáng)分布,其中P為鈍頭體表面不同位置的壓強(qiáng)，P0為自由來流的壓強(qiáng).當(dāng)采用總壓比為0.6的逆向噴流時，飛行器表面的壓強(qiáng)相對無噴流時顯著下降.但不同克努森數(shù)下，采用逆向噴流時的飛行器表面的壓強(qiáng)分布有明顯的不同.當(dāng)全局克努森數(shù)為0.01時，在噴口附近，回流的噴流氣體經(jīng)剪切層形成回流區(qū)域，有效地阻止了高速自由來流直接與飛行器接觸，顯著降低了壓強(qiáng).隨著角度的增大，剪切層的氣體與飛行器表面接觸后形成了再壓縮激波，導(dǎo)致在40°附近壓強(qiáng)達(dá)到最大值.當(dāng)克努森數(shù)增加時，壓強(qiáng)曲線變?yōu)橄仍黾雍鬁p少的趨勢，回流區(qū)域明顯減小，飛行器表面壓強(qiáng)更大，且壓強(qiáng)最大值出現(xiàn)的位置更接近噴口.這是因為克努森數(shù)增加導(dǎo)致稀薄氣體效應(yīng)逐漸明顯，使剪切層和再壓縮激波增厚，縮小了回流區(qū)域，導(dǎo)致逆向噴流減阻效果減弱.

(a) 飛行器表面壓強(qiáng)比變化曲線

為比較不同克努森數(shù)時逆向噴流的防熱效果，采用熱流密度比q/q0表示不同區(qū)域由逆向噴流引起的熱流密度減小的程度.其中q0為無噴流條件下飛行器表面不同角度的熱流密度，q為使用逆向噴流時不同角度的熱流密度.如圖6(b)所示，隨著全局克努森數(shù)的增加，熱流密度比增加.在全局克努森數(shù)為0.01的曲線中可以明顯看到回流區(qū)域?qū)︼w行器表面熱流密度減少的作用，但在全局克努森數(shù)為0.03和0.05時，回流區(qū)域不明顯.回流區(qū)域的減小使逆向噴流的防熱效果顯著減弱.此外，在回流區(qū)域以外的區(qū)域，全局克努森數(shù)為0.01時相對全局克努森數(shù)為0.03和0.05時的防熱效果也更好.

這表明在稀薄氣體環(huán)境下，克努森數(shù)是影響逆向噴流減阻和防熱效果的重要因素.克努森數(shù)越小，逆向噴流減阻和防熱效果越好.

3.2 總壓比對逆向噴流的影響

研究表明，增大總壓比可以提高逆向噴流的減阻和防熱效果[9].本節(jié)對克努森數(shù)分別為0.01、0.03和0.05時，總壓比為0.5～3.0的逆向噴流進(jìn)行了模擬，研究在稀薄氣體環(huán)境下，逆向噴流的總壓比對減阻和防熱效果的影響.

飛行器的阻力分為2部分：氣體阻力和噴流的反作用力.計算公式如下：

不同克努森數(shù)下的阻力系數(shù)比如圖7(a)所示.在總壓比較小時，阻力系數(shù)隨總壓比的增加而減小.當(dāng)克努森數(shù)為0.01時，阻力系數(shù)比曲線在總壓比等于2.0附近達(dá)到極小值點，約為0.47，這是由增大噴流壓強(qiáng)引起的反推力的增加量大于氣動阻力的減小量導(dǎo)致的.克努森數(shù)為0.03時，極小值點出現(xiàn)在總壓比2.5附近，極小值約為0.5.克努森數(shù)為0.05時，在總壓比小于3.0范圍內(nèi)未出現(xiàn)極小值點.這表明出現(xiàn)極小值點的總壓比隨著克努森數(shù)的增加而增加.使用超過極小值點對應(yīng)的總壓比會導(dǎo)致阻力系數(shù)增加，因此應(yīng)避免使用過大的噴流壓強(qiáng).此外，隨著克努森數(shù)的增大，阻力系數(shù)比曲線的極小值增大.這是由于在稀薄氣體環(huán)境下，局部氣體分子平均自由程增大，分子碰撞頻率降低，稀薄氣體效應(yīng)明顯，回流區(qū)域收縮，使逆向噴流的減阻效果受到一定影響.增大噴流壓強(qiáng)以提高局部氣體分子數(shù)密度能夠減弱稀薄氣體效應(yīng)的不利影響，但也會帶來更大的反推力.

(a) 阻力系數(shù)比變化

為了研究不同總壓比和全局克努森數(shù)下熱流密度的減小幅度，計算了熱流密度比q/q0.如圖7(b)所示，熱流密度比也隨著總壓比的增大和克努森數(shù)的減小而降低.當(dāng)全局克努森數(shù)為0.01時，使用總壓比為1.0的噴流氣體就能夠降低飛行器表面70%的熱流，但當(dāng)全局克努森數(shù)分別為0.03和0.05時，則需要總壓比達(dá)到1.6和2.0才能達(dá)到類似的效果.這表示隨著克努森數(shù)的增大，需要更大的總壓比才能達(dá)到相同的熱流密度比.此外，隨著總壓比的增加，增加同樣的總壓比提高的熱防護(hù)效果減小，即防熱效率減小.因此，為提高逆向噴流的減阻和防熱效率，應(yīng)使用較小的總壓比.

3.3 噴流氣體對逆向噴流的影響

本節(jié)模擬了逆向噴流使用不同氣體時的減阻和防熱效果.為了更清楚地觀察不同氣體的影響，避免高溫引起的復(fù)雜化學(xué)反應(yīng)，選擇了同為單原子稀有氣體且分子量較小的氖氣和分子量較大的氪氣.通過對使用氖氣、氬氣和氪氣作為逆向噴流氣體時飛行器的阻力系數(shù)和表面的熱流密度的比較，研究了氣體分子量對逆向噴流效果的影響.由3.2節(jié)可知，逆向噴流在總壓比相對較小時有更高的減阻和防熱效率，因此本節(jié)中總壓比設(shè)為0.5～1.0.在該計算條件下逆向噴流的流場結(jié)構(gòu)均為短穿透模態(tài).圖8(a)給出了使用不同氣體時飛行器的阻力系數(shù)比隨總壓比變化曲線.可以看出，當(dāng)克努森數(shù)為0.01時，所計算的這3種氣體在總壓比相同時的減阻效果差距不大.但克努森數(shù)為0.05時，氣體更加稀薄.在總壓比相同時，使用氖氣、氬氣和氪氣時飛行器的阻力系數(shù)比依次減小，說明減阻效果隨分子量的增加而增加.圖8(b)給出了使用不同氣體時熱流密度比隨總壓比變化曲線，可見3種氣體在相同克努森數(shù)下，氖氣防熱效果最差，氪氣防熱效果最好，防熱效果同樣隨氣體分子量的增加而增加.

(a) 阻力系數(shù)比隨總壓比變化曲線

在實際使用逆向噴流系統(tǒng)時，噴流系統(tǒng)和飛行器攜帶的氣體的質(zhì)量不能過大，應(yīng)最大限度地提高單位質(zhì)量流量氣體的減阻和防熱效果，以減小逆向噴流系統(tǒng)的尺寸和質(zhì)量.因此，本節(jié)計算了使用同樣質(zhì)量流量的不同氣體的減阻和防熱效果.定義在總壓比等于0.5時噴出的氬氣質(zhì)量流量為Qm0，將噴流質(zhì)量流量與Qm0之比定義為質(zhì)量流量比.對質(zhì)量流量比從1.0到2.0的3種不同氣體產(chǎn)生的減阻和防熱效果進(jìn)行了計算.圖8(c)顯示了同樣質(zhì)量流量的不同氣體的阻力系數(shù)比.由于氖在這3種氣體中分子量最小，因此當(dāng)使用同樣質(zhì)量流量的氣體時，氖氣能夠達(dá)到更高的壓強(qiáng)，使總壓比更大，提高了逆向噴流的減阻效果，并且更多的氣體分子能減小局部氣體分子的平均自由程，改善了減阻效果.圖8(d)顯示使用同樣質(zhì)量流量的不同氣體的熱流密度比.雖然3種氣體總壓比相同時，分子量最小的氖氣防熱效果最差，但同樣的質(zhì)量流量的氣體，氖氣有更多的分子數(shù)量和更高的壓強(qiáng)，防熱效果比另外2種氣體好.

3.4 噴流溫度對逆向噴流的影響

本節(jié)模擬了在稀薄氣體環(huán)境中，使用不同溫度的噴流氣體時逆向噴流的減阻和防熱效果.噴流氣體的溫度T設(shè)置為300、600、900 K，并保持不同溫度的噴流氣體噴流質(zhì)量流量相同.對質(zhì)量流量比從1.0到2.0的逆向噴流減阻和防熱效果進(jìn)行了計算，在計算條件下逆向噴流的流場結(jié)構(gòu)均為短穿透模態(tài).

由圖9(a)可看出，在相同克努森數(shù)和同樣質(zhì)量流量下，阻力系數(shù)隨著噴流氣體溫度的增加而降低，這表明使用高溫氣體有助于提高逆向噴流的減阻效果.氣體溫度升高會產(chǎn)生更大的壓強(qiáng)，使總壓比增大，從而提高減阻效果.但是在使用同樣質(zhì)量流量的氣體時，高溫氣體會產(chǎn)生更大的反推力.這導(dǎo)致隨著噴流的質(zhì)量流量增大，使用高溫氣體會更快地達(dá)到阻力系數(shù)曲線的極小值點.因此，高溫氣體噴流的減阻效果優(yōu)勢會隨噴流的質(zhì)量流量的增加而減小，高溫氣體更適合在噴流質(zhì)量流量較小時使用.

(a) 阻力系數(shù)比變化

如圖9(b)所示，更高的噴流溫度會帶來更大的表面熱流密度，且隨著噴流質(zhì)量流量的提高，飛行器前部流場溫度升高，使用高溫氣體對飛行器防熱的不利影響加大.但當(dāng)氣體更加稀薄，全局克努森數(shù)升高至0.05時，噴流溫度所造成的飛行器表面熱流密度變化程度明顯小于全局克努森數(shù)為0.01時熱流密度的變化程度.這表明在稀薄氣體環(huán)境中，噴流氣體的溫度對防熱效果的影響較小.可以在稀薄氣體環(huán)境中使用溫度更高的噴流氣體，能夠顯著改善逆向噴流的減阻效果同時不會帶來太大的熱流密度.

3.5 噴流速度對逆向噴流的影響

本節(jié)模擬了在稀薄氣體環(huán)境中，不同流速的氣體對逆向噴流減阻和防熱效果的影響.噴口流速vj分別設(shè)置為160.8、321.5和482.3 m/s，即亞聲速噴口、聲速噴口和超聲速噴口.通過改變壓強(qiáng)使不同噴口的噴流質(zhì)量流量保持不變.

在稀薄氣體環(huán)境中，改變噴口的流速能夠改變逆向噴流減阻和防熱效果.如圖10(a)所示，相對于聲速噴口，使用亞聲速噴口時，減小噴流速度能使飛行器頭部的氣體分子數(shù)量更多，增大氣體壓強(qiáng)，減小氣體分子的平均自由程，從而達(dá)到更好的減阻效果.增加噴流速度，能夠增加駐點與飛行器表面的距離，獲得更大的回流區(qū)域，同樣能夠起到降低飛行器飛行阻力的效果.其中，通過使用超聲速噴口，增加噴流速度在噴流質(zhì)量流量比小于1.4時帶來的效果比使用亞聲速噴口效果更好，超過1.4時則相反.這是由于在較大噴流質(zhì)量流量時，超聲速噴口噴出的氣體動量遠(yuǎn)大于亞聲速噴口，會產(chǎn)生更大的反推力.因此，噴流質(zhì)量流量較大時，應(yīng)使用亞聲速噴口提高減阻效果.

(a) 阻力系數(shù)比變化

在防熱方面，如圖10(b)所示，在相同的克努森數(shù)和相同的質(zhì)量流量下，飛行器表面的熱流隨噴流速度的增大而增大.使用亞聲速噴口時，在稀薄氣體環(huán)境下有明顯的降低飛行器表面熱流密度的效果.這是由于使用亞聲速噴口時，噴出的氣體分子攜帶有更小的能量，對減小飛行器表面的熱流有一定作用.當(dāng)克努森數(shù)為0.01時，超聲速噴口的防熱效果相對聲速噴口差，但當(dāng)克努森數(shù)為0.05時，使用超聲速噴口和聲速噴口的防熱效果相似.這表示在稀薄氣體環(huán)境中，使用超聲速噴口對飛行器防熱的不利影響減弱.

亞聲速噴口不僅能夠減小飛行器飛行阻力，還能夠降低飛行器表面的熱流，在對飛行器表面防熱要求更高的條件下，可以使用亞聲速噴口.如果需要在使用較小的質(zhì)量流量氣體的同時達(dá)到更好的減阻效果，并且可以犧牲一部分的防熱性能時，可以選擇超聲速噴口.

4 結(jié)論

1) 研究了逆向噴流流場及減阻和防熱效果隨克努森數(shù)的變化情況.隨著克努森數(shù)的增加，馬赫盤尺寸和剪切層厚度增加，回流區(qū)域覆蓋的區(qū)域明顯減小.在使用同樣總壓比的噴流氣體時減阻和防熱效果隨克努森數(shù)的增加而減小.

2) 研究了不同克努森數(shù)下總壓比對逆向噴流的減阻和防熱效果的影響.在總壓比較小時，阻力系數(shù)和熱流密度隨總壓比增大而減小.但阻力系數(shù)曲線存在極小值，且飛行器表面的熱流密度減小程度隨總壓比的增加而降低.因此，總壓比應(yīng)保持在適當(dāng)?shù)姆秶鷥?nèi).

3) 在稀薄氣體環(huán)境下研究了使用不同分子量氣體的防熱和減阻效果.研究發(fā)現(xiàn)，相比于氬和氪，氖分子量更小，在壓強(qiáng)相同時其減阻和防熱效果稍差，在質(zhì)量流量相同時使用氖效果更好.

4) 在稀薄氣體環(huán)境下使用高溫氣體有更好的減阻效果和更差的防熱效果.研究發(fā)現(xiàn)，隨著環(huán)境氣體變稀薄，高溫噴流氣體對飛行器防熱的不利影響減弱，故可以在稀薄環(huán)境中使用高溫噴流提升減阻效果.

5) 研究表明，相對于聲速噴口，在稀薄氣體環(huán)境下使用亞聲速噴口不僅能夠減小飛行器飛行阻力，還能夠降低飛行器表面的熱流，具有較好的減阻防熱效果.超聲速噴口在噴流質(zhì)量流量較小時減阻效果更好，但防熱性能稍差.