李珺,王俊峰,趙雅甜,羅世彬

中南大學(xué) 航空航天學(xué)院,長沙 410083

進(jìn)入21世紀(jì)以來,隨著航空航天技術(shù)的快速發(fā)展,高超聲速飛行器以其飛行速度快、突防能力強(qiáng)、響應(yīng)迅速等優(yōu)點(diǎn)逐漸被廣泛應(yīng)用于軍用和民用領(lǐng)域。然而,飛行器在進(jìn)行高超聲速飛行時(shí),強(qiáng)烈的激波使得其承受著劇烈的氣動(dòng)熱和阻力,嚴(yán)重影響飛行器的有效載荷大小和設(shè)備安全。因此減阻降熱是高超聲速飛行器設(shè)計(jì)亟待解決的關(guān)鍵問題之一。

針對這一問題,當(dāng)前已有多種減阻防熱方案被提出,主要有迎風(fēng)空腔、能量沉積、激波針、噴流技術(shù)及它們之間的組合。其中,在飛行器頭部加裝激波針具有結(jié)構(gòu)簡單、減阻防熱效果突出的優(yōu)點(diǎn),并已成功應(yīng)用于美國“三叉戟”Ⅰ型導(dǎo)彈,實(shí)現(xiàn)有效減阻52%。早在19世紀(jì)50年代,就有學(xué)者開始對激波針進(jìn)行研究,發(fā)現(xiàn)激波針能夠改變激波的位置和形狀,使弓形激波變成較弱的斜激波并遠(yuǎn)離壁面,此外,激波針引起的流動(dòng)分離能夠形成回流區(qū),保護(hù)機(jī)體。Mansour和Khorsandi對激波針的減阻性能進(jìn)行了研究,詳細(xì)對比了單個(gè)鈍頭體和帶激波針的鈍頭體周圍的流場,在安裝激波針后,鈍頭體的阻力系數(shù)可降低40%。Qin等研究了高超聲速條件下激波針的降熱性能,通過定量分析和對比,發(fā)現(xiàn)激波針引起的熱流降低可達(dá)54.7%。雖然激波針在設(shè)計(jì)工況下?lián)碛辛己玫臏p阻防熱性能,但是,一方面,在鈍頭體肩部,由于激波間的相互作用依然會產(chǎn)生高溫高壓;另一方面,激波針頭部承受著嚴(yán)重的氣動(dòng)熱,易被燒蝕。基于激波針熱防護(hù)系統(tǒng)無法提供長期有效保護(hù)的缺點(diǎn),一些學(xué)者開始研究將逆向噴流應(yīng)用到飛行器上。逆向噴流能夠有效地重構(gòu)流場結(jié)構(gòu),從而達(dá)到降低熱流和阻力的目的。通過這一方法,Venukumar等將阻力減少約45%。而通過改變總壓比,Hayashi等將壁面熱流峰值降低60%以上,并且分別利用數(shù)值模擬和試驗(yàn)闡述了逆向噴流的減阻防熱機(jī)理。噴流在噴口處膨脹并噴出一段距離,形成類似激波針的效果,將鈍頭體前的弓形激波轉(zhuǎn)換成斜激波,降低了激波強(qiáng)度和氣動(dòng)熱。此外,低溫介質(zhì)的注入能夠分離激波后的高溫氣體,冷卻鈍頭體,所以能夠有效地對機(jī)體進(jìn)行減阻降熱。Guo等對逆向噴流的關(guān)鍵參數(shù)進(jìn)行了分析,發(fā)現(xiàn)噴流總壓比是影響壁面熱流分布最重要的因素。Li和Ji等則將逆向噴流安裝在鈍化前緣的乘波體上,并對不同的噴孔數(shù)量工況進(jìn)行了系統(tǒng)性研究,在多孔噴流系統(tǒng)中,噴孔的數(shù)量和間距對于多孔射流的減阻防熱性能具有較大的影響?？傮w而言,逆向噴流在高超聲速鈍頭體減阻防熱方面體現(xiàn)出了較好性能,但隨著氣動(dòng)熱的加劇,其噴流質(zhì)量勢必進(jìn)一步增加,將對飛行器的有效載荷形成較大影響。

面向高超聲速飛行器更高的減阻防熱需求,以上2種單一構(gòu)型方案的減阻防熱效率受結(jié)構(gòu)樣式靈活性、質(zhì)量載荷限制等影響顯著,因此,為進(jìn)一步提高減阻防熱效率,結(jié)合激波針與噴流的組合減阻防熱技術(shù)逐漸受到越來越多的關(guān)注。目前,關(guān)于該技術(shù)的研究主要包括“激波針-逆向噴流”和“激波針-側(cè)向噴流”2類。

圍繞第1類方案,Barzegar Gerdroodbary通過在激波針前方加逆向噴流顯著降低了鈍頭體和激波針的壁面熱量,進(jìn)而證明逆向噴流可以作為增強(qiáng)激波針鈍頭體防熱性能的手段之一。Huang等進(jìn)一步研究激波針長徑比和噴流總壓比對逆向噴流激波針的減阻性能的影響,發(fā)現(xiàn)阻力系數(shù)與激波針長徑比和噴流總壓比成反比。因此可以通過適當(dāng)調(diào)整這些參數(shù)來減小阻力。Ou等綜合研究了逆向噴流激波針的各參數(shù)對減阻防熱的影響,并建立了阻力系數(shù)和熱流與激波針長徑比、噴流總壓比、噴口直徑的函數(shù)關(guān)系,指出逆向噴流激波針比單一激波針或單一噴流擁有更優(yōu)的減阻防熱性能。圍繞第2類方案,Zhu等對側(cè)向噴流激波針的長徑比、噴流總壓比和側(cè)向噴流位置等參數(shù)進(jìn)行了詳細(xì)的分析,發(fā)現(xiàn)總壓比對熱流的影響要大于對阻力的影響,而增大長徑比則對阻力減少有益卻不利于減熱。Meng等采用流固耦合的方法詳細(xì)分析了單個(gè)激波針和逆向噴流激波針的流場結(jié)構(gòu),并對側(cè)向噴流總壓比和位置的影響進(jìn)行了系統(tǒng)性的研究,隨著側(cè)向噴流從激波針底部向頂端移動(dòng),壁面熱流和壓力呈現(xiàn)不同的變化趨勢。Dong等則對側(cè)向噴流的位置和數(shù)量進(jìn)行了研究,得出多側(cè)向噴流的減阻防熱性能要優(yōu)于單側(cè)向噴流的結(jié)論,且側(cè)向噴流越靠近激波針頂部,對流場的影響越大。作者對側(cè)向噴流的數(shù)量首次進(jìn)行了研究,但其研究只限于0°攻角下的側(cè)向噴流且噴流個(gè)數(shù)只有2個(gè)?？傮w而言,“激波針-逆向噴流”的應(yīng)用使得激波針具有非燒蝕性?！凹げㄡ?側(cè)向噴流”方案則可將激波推離壁面,從而一定程度上降低激波干擾對壁面熱流和阻力的影響。

遺憾的是,上述針對激波針和噴流的研究大多都是在0°攻角下進(jìn)行的,在有攻角的情況下,激波針和噴流的減阻防熱性能將會顯著降低。為探究攻角對激波針減阻能力的影響,Kalimuthu等對馬赫數(shù)為6時(shí)0°～8°攻角的激波針鈍頭體進(jìn)行了試驗(yàn)研究,發(fā)現(xiàn)攻角對激波針的減阻能力影響極大,不同攻角下的阻力系數(shù)能夠相差2～3倍。Barzegar Gerdroodbary和Hosseinalipour進(jìn)一步將攻角的范圍擴(kuò)大,通過數(shù)值模擬得到阻力降低率隨攻角的變化曲線,值得注意的是,當(dāng)攻角超過8°時(shí),激波針反倒使阻力增加。Lu和Liu研究了不同攻角下逆向噴流的減阻防熱能力,發(fā)現(xiàn)在0°～10°攻角范圍內(nèi),其減阻防熱性能隨著攻角的增大而降低,而當(dāng)攻角超過10°后,有無噴流的鈍頭體上的熱流非常接近,說明逆向噴流作用的攻角范圍有限制。對于復(fù)合構(gòu)型,何天琦和羅世彬發(fā)現(xiàn)逆向噴流激波針在有攻角的情況下,由于強(qiáng)烈的激波干擾,壁面會產(chǎn)生很大的熱流,甚至超過單個(gè)鈍頭體駐點(diǎn)的熱流值。

因此,改善激波針和噴流在大攻角下的性能惡化是當(dāng)前亟待解決的問題。耿云飛和閻超提出了一種自適應(yīng)的激波針,將俯仰轉(zhuǎn)軸安裝在滾轉(zhuǎn)軸承上并與一對穩(wěn)定翼相連,通過穩(wěn)定翼來控制激波針的俯仰和滾轉(zhuǎn),從而實(shí)現(xiàn)激波針隨攻角變化,達(dá)到在攻角下減小壁面阻力和熱流的目的。Huang等則是以一定的安裝角來減小激波針與來流的角度,通過數(shù)值模擬方式得到了不同安裝角下壁面熱流和壓力的變化情況,并總結(jié)出最優(yōu)的安裝角為比攻角大1.5°的結(jié)論。雖然上述優(yōu)化方案在減少壁面熱流和阻力方面取得了不錯(cuò)的成效,但是其需要根據(jù)攻角調(diào)整激波針安裝角,引入了附加的傳動(dòng)裝置。此外,上述方案主要是針對激波針這一單一構(gòu)型,而激波針在高超聲速飛行過程中特別是在大攻角下,有著自己固有的缺陷,即頭部受熱嚴(yán)重,難以重復(fù)使用。

因此,本文立足于激波針和噴流在大攻角下減阻效率降低的問題,以“激波針-逆向噴流-側(cè)向噴流”復(fù)合構(gòu)型為研究對象,探索面向有攻角狀態(tài)的非設(shè)計(jì)工況鈍頭體減阻降熱設(shè)計(jì)方案。探究攻角下激波針-噴流復(fù)合構(gòu)型的減阻防熱機(jī)制,重點(diǎn)分析側(cè)向噴口數(shù)量和分布間距對復(fù)合構(gòu)型減阻防熱性能的影響特性與規(guī)律。

1 計(jì)算模型和數(shù)值方法

1.1 控制方程

計(jì)算采用的控制方程為三維可壓縮Navier-Stokes方程,空間離散采用Roe-FDS(Roe averaged Flux Difference Splitting)格式,時(shí)間離散格式采用隱式LU-SGS(Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel)方法,湍流模型選取SST(Shear Stress Transport)-模型?？刂品匠虨?/p>

質(zhì)量方程：

(1)

動(dòng)量方程：

(2)

能量方程：

(3)

(4)

湍動(dòng)能的輸運(yùn)方程：

(5)

湍流比耗散率的輸運(yùn)方程：

(6)

1.2 計(jì)算模型

研究所選的是軸對稱球柱外形,也是高超聲速飛行器常見的前緣外形。坐標(biāo)原點(diǎn)為鈍頭球心,球形頭部的半徑=7.5 mm,柱體長度為15 mm,激波針長度=2,激波針的直徑=1.5 mm。圖1和圖2分別給出了復(fù)合構(gòu)型的外形和多孔噴流方案示意圖,在不同噴口數(shù)量下,噴口之間的間距=4 mm,同文獻(xiàn)[36]中的噴流間距與激波針長度之比保持一致。

圖1 復(fù)合構(gòu)型的外形示意圖Fig.1 Schematic diagram of combinational configuration

圖2 多孔噴流方案示意圖Fig.2 Design scheme for porous jet strategies

圖3為計(jì)算網(wǎng)格示意圖。自由來流和噴流邊界條件如表1所示,其中噴流介質(zhì)為空氣,壁面條件設(shè)置為無滑移等溫壁面且壁溫=500 K,與文獻(xiàn)[45]保持一致。表中為來流馬赫數(shù)；為來流溫度；為來流靜壓；為噴流馬赫數(shù)；為噴流總溫；為噴流總壓。

圖3 計(jì)算網(wǎng)格Fig.3 Computation grids

表1 數(shù)值計(jì)算自由來流和噴流的條件Table 1 Free stream and jets conditions of CFD

1.3 數(shù)值驗(yàn)證

選取文獻(xiàn)[22]的逆向噴流鈍頭體風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)對本文計(jì)算方法進(jìn)行驗(yàn)證,自由來流和噴流條件如表2所示,其中和分別為來流總溫和噴流總溫,噴流介質(zhì)為氮?dú)?。PR為噴流總壓比,定義為

PR=/

(7)

式中：和分別為噴流總壓和來流總壓。

圖4給出了數(shù)值模擬結(jié)果和風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的對比,圖中為原點(diǎn)和迎風(fēng)面子午線上的點(diǎn)的連線與鈍頭體中心線之間的夾角。由圖可知,數(shù)值模擬得到的馬赫盤和激波位置與試驗(yàn)結(jié)果吻合良好。圖4(b)定量比較了壁面上斯坦頓數(shù)的分布,定義為

(8)

(9)

式中：為表面熱流；為絕熱壁面的溫度；為壁溫；、分別為自由來流的密度和速度；為定壓比熱；為比熱比；為普朗特?cái)?shù)。

由圖4(b)可知,本文計(jì)算的趨勢和試驗(yàn)結(jié)果基本一致,且峰值位置基本相同。總體而言,通過對比流動(dòng)結(jié)構(gòu)和熱流分布,數(shù)值模擬結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果的吻合度較高,從而可以驗(yàn)證本文計(jì)算方法的準(zhǔn)確性和可靠性。

表2 試驗(yàn)的來流條件和噴流條件Table 2 Free stream and jets conditions of experiment

1.4 網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證

本文給出了粗、中、細(xì)3種尺度的網(wǎng)格來驗(yàn)證網(wǎng)格的無關(guān)性,計(jì)算的邊界條件與表1保持一致,網(wǎng)格細(xì)節(jié)如表3所示。網(wǎng)格雷諾數(shù)Δ的計(jì)算公式為

(10)

式中：為來流的黏性系數(shù)；Δ為第1層網(wǎng)格高度。數(shù)值試驗(yàn)證明,網(wǎng)格雷諾數(shù)Δ≈10可以實(shí)現(xiàn)可靠的氣動(dòng)熱預(yù)測,因此本文算例的網(wǎng)格雷諾數(shù)保持在10左右。

表3 不同尺度的網(wǎng)格條件Table 3 Grid condition for different qualities

圖5為3種網(wǎng)格下鈍頭體壁面的熱流分布,由圖可知,中網(wǎng)格和細(xì)網(wǎng)格的壁面熱流分布幾乎一致,從而可以驗(yàn)證網(wǎng)格的無關(guān)性。為了節(jié)省計(jì)算時(shí)間,后續(xù)將采用中等尺度的網(wǎng)格進(jìn)行數(shù)值模擬。

圖5 不同網(wǎng)格對應(yīng)的壁面熱流分布Fig.5 Wall heat flux distribution of different grids

2 計(jì)算模型和數(shù)值方法

2.1 有攻角下減阻防熱方案設(shè)計(jì)及結(jié)果分析

飛行器在巡航飛行過程中通常帶有一定的攻角,但是在有攻角的情況下,逆向噴流激波針的減阻防熱性能急劇下降。文獻(xiàn)[40]探究了逆向噴流激波針鈍頭體的壁面壓力和熱流隨攻角變化的情況。結(jié)果顯示,隨著攻角的增大,激波干擾越強(qiáng),壁面熱流和壓力逐漸增大,并在2°攻角后開始超過基準(zhǔn)鈍頭體。在6°攻角下,逆向噴流激波針鈍頭體的壁面熱流峰值是0°攻角下的4倍,壓力峰值是0°攻角下的5倍多。因此在大攻角下,逆向噴流激波針已不再滿足熱防護(hù)系統(tǒng)的需求,需要重新對其進(jìn)行設(shè)計(jì)。本文考慮在逆向噴流激波針的迎風(fēng)側(cè)增加側(cè)向噴流,從而將激波推離壁面,達(dá)到減小激波干擾強(qiáng)度、降低壁面熱流和壓力峰值、增強(qiáng)其減阻防熱性能的目的。

圖6對比了施加側(cè)向噴流前后的流場結(jié)構(gòu)和壁面壓力分布。如圖6(a)所示,當(dāng)攻角=6°,逆向噴流激波針迎風(fēng)側(cè)的斜激波距離壁面很近,激波與激波針壁面之間的夾角大約為40°。此外,由于激波貼近壁面,導(dǎo)致激波針與鈍頭體之間的回流區(qū)驟縮,激波針誘導(dǎo)的斜激波與鈍頭體前的再附激波之間的干擾增強(qiáng),壁面熱流和壓力急劇上升。在迎風(fēng)側(cè)增加側(cè)向噴流后,如圖6(b)所示,側(cè)向噴流在噴口處膨脹,將原本貼近壁面的斜激波推離壁面,斜激波與激波針之間的夾角增大,削弱了斜激波與再附激波之間的干擾強(qiáng)度。同時(shí),側(cè)向噴流的加入也使得鈍頭體前的回流區(qū)擴(kuò)大,解決了逆向噴流激波針在攻角下回流區(qū)小和激波干擾強(qiáng)的問題。

圖6 有無側(cè)向噴流的流場結(jié)構(gòu)和壁面壓力分布Fig.6 Flow structure and wall pressure distribution with and without lateral jet

圖7給出了有無側(cè)向噴流工況下,鈍頭體迎風(fēng)面子午線熱流和壓力分布。由圖可知,側(cè)向噴流的引入使得激波遠(yuǎn)離壁面,回流區(qū)增大以及再附激波的強(qiáng)度急劇降低,再附角度從28°增加到35°,再附點(diǎn)的位置向下游移動(dòng),迎風(fēng)面子午線上的熱流和壓力要遠(yuǎn)低于逆向噴流激波針。

圖7 有無側(cè)向噴流的迎風(fēng)面子午線壓力和熱流分布Fig.7 Pressure and heat flux distribution on windward meridian with and without lateral jet

圖8為/=-8截面處的熱流和壓力沿周向角的分布。周向角的定義如圖8所示,其在背風(fēng)側(cè)為正,在迎風(fēng)側(cè)內(nèi)為負(fù)。增加側(cè)向噴流后,壁面的高熱高壓區(qū)急劇縮小,熱流和壓力大幅降低。與逆向噴流激波針相比,壓力和熱流峰值均降低約54%,峰值位置也從迎風(fēng)面移動(dòng)到鈍頭體中部。因此,在攻角下,側(cè)向噴流與逆向噴流激波針相結(jié)合的策略能夠克服單一逆向噴流激波針的缺陷,擴(kuò)展逆向噴流激波針的應(yīng)用范圍。

圖8 有無側(cè)向噴流在x/R=-8處的壓力和熱流分布Fig.8 Pressure and heat flux distribution in x/R=-8 with and without lateral jet

2.2 側(cè)向噴口數(shù)量的影響

本節(jié)針對不同側(cè)向噴口數(shù)量對阻力和壁面熱流的影響進(jìn)行了研究。噴流的條件與表1保持一致,而噴口的尺寸變化如表4所示,以保證隨著噴口數(shù)量增加,側(cè)向噴流與逆向噴流的總質(zhì)量流量不變。圖9為不同側(cè)向噴口數(shù)量()的對稱面流線圖和壁面無量綱壓力()分布。由圖可知,由于側(cè)向噴流的加入,迎風(fēng)面的流場結(jié)構(gòu)變得非常復(fù)雜,除了激波針前端的斜激波和鈍頭體前的再附激波外,噴口處還會形成膨脹扇區(qū)、λ激波、桶狀激波、馬赫盤等結(jié)構(gòu)。高超聲速來流通過斜激波后依然為超聲速,在桶狀激波前分為2部分,一部分與穿過桶狀激波的小部分噴流形成上游回流區(qū);另一部分與穿過馬赫盤的大部分噴流一起向下游流去,并在側(cè)向噴流與壁面之間形成很大的下游回流區(qū)。在總質(zhì)量流量保持一定的情況下,隨著噴口數(shù)量的增加,單個(gè)噴口流量降低,最上游的噴流形成的膨脹扇區(qū)逐漸減小,但下游的噴流膨脹區(qū)變化不大。這是由于在上游噴流的影響下,下游處的噴口附近壓力減小,噴流得以充分膨脹,導(dǎo)致扇形區(qū)域擴(kuò)大,噴流影響區(qū)增加。

表4 不同噴口數(shù)量下噴口尺寸的變化Table 4 Variation of nozzle size for different jet numbers

圖9 不同噴口數(shù)量的流場結(jié)構(gòu)和壁面壓力分布Fig.9 Flow structure and wall pressure distribution for different jet numbers

隨著噴口數(shù)量的增加,在靠近激波針頂部噴流的作用下,迎風(fēng)面內(nèi)原本貼近壁面的激波被推離壁面,同時(shí),靠近鈍頭體的噴流能夠降低鈍頭體前再附激波的強(qiáng)度。在多噴流作用下,激波針誘導(dǎo)的斜激波與再附激波之間的干擾強(qiáng)度極大地降低,且再附點(diǎn)位置隨噴流數(shù)量的增加而向下移動(dòng),再附點(diǎn)方位角從35°增加到45°。

迎風(fēng)面子午線壓力和熱流分布如圖10所示。對比可得：① 相同噴口數(shù)量下的熱流與壓力峰值位置十分吻合,均位于回流區(qū)再附點(diǎn)位置附近。因此隨著噴口數(shù)量增加,峰值位置向下移動(dòng)；② 在 噴流質(zhì)量流量一定的情況下,壓力與熱流隨噴口數(shù)量增加呈截然不同的變化趨勢。具體而言,噴口數(shù)量增加,壁面壓力降低,但壁面熱流呈先升高后降低的趨勢。下面對這一現(xiàn)象進(jìn)行解釋。

在對稱面截取=-0.53的截線,截線位置如圖9(c)所示。圖11給出截線上的壓力、密度和溫度沿流向分布。由圖可知,盡管由于噴口數(shù)量的不同,流動(dòng)經(jīng)過馬赫盤壓縮后使得曲線呈現(xiàn)多峰值波動(dòng)狀態(tài)。但3種曲線總體趨勢均為先上升后下降再上升,分別對應(yīng)來流經(jīng)過λ激波、回流區(qū)和再附激波后的變化。具體而言,當(dāng)來流通過λ激波后,壓力、密度和溫度驟升,此時(shí)達(dá)到第1個(gè)峰值,且這個(gè)峰值位置隨著噴口數(shù)量的增加逐漸往前移動(dòng)。在經(jīng)過λ激波后,回流區(qū)的存在引起壓力、密度和溫度降低?？拷g頭體壁面附近,壓力和密度經(jīng)再附激波后再次增大,但二者增大的幅值隨噴口數(shù)量的增加而降低,導(dǎo)致壁面的壓力和密度峰值隨噴口數(shù)量增加而降低。這是由于隨著噴口數(shù)量的增加,再附激波強(qiáng)度降低,壓縮效應(yīng)減弱。而對于熱流而言,其值與壁面附近溫度直接相關(guān)。注意到,雖然壁面壓力和密度隨著噴口數(shù)量增加而降低,但密度降低的幅度更大,導(dǎo)致溫度隨噴口數(shù)量的增加而增加,使得壁面熱流呈現(xiàn)出與壓力和密度不同的變化趨勢。

圖11 y/R=-0.53截線處的壓力、密度和溫度分布Fig.11 Pressure, density and temperature distribution at y/R=-0.53

需要特別關(guān)注的是,噴口數(shù)量由3增加到4時(shí),熱流沒有繼續(xù)增大而是降低,分析認(rèn)為這與回流區(qū)形態(tài)密切相關(guān)。由圖9(d)可知,此時(shí)噴流十分靠近壁面,回流區(qū)被擠壓為三角形,因此溫度梯度分布會顯著區(qū)別于圖9(a)～圖9(c)中的方形回流區(qū)。圖12給定的對稱面點(diǎn)(見圖9(c))處溫度型可證明這一猜想。顯然=4的溫度梯度要明顯小于=2和=3的。

圖12 經(jīng)過鈍頭體中心與W點(diǎn)的直線上溫度分布Fig.12 Temperature distribution on line between center of blunt body and Point W

圖13為不同噴口數(shù)量的壁面熱流分布。由圖可見,在側(cè)向噴流的作用下,熱流峰值不再出現(xiàn)在迎風(fēng)子午線,而是移動(dòng)到=0截面附近。隨著從1增大到3,鈍頭體壁面高熱區(qū)域的范圍不斷擴(kuò)大,當(dāng)=4時(shí),回流區(qū)的形態(tài)發(fā)生改變,導(dǎo)致壁面熱流降低,與=3相比,高熱區(qū)域要相應(yīng)縮小。進(jìn)一步提取不同噴口數(shù)量的阻力系數(shù)()和壁面熱流峰值()定量比較于圖14。顯然,阻力系數(shù)變化趨勢與圖10(a)中壁面子午線壓力一致,而熱流峰值趨勢與圖10(b)中壁面子午線熱流大體相同。隨著側(cè)向噴口數(shù)量的增加,阻力系數(shù)降低,=4的阻力系數(shù)相較于=1降低了6.5%。但是,隨著噴口數(shù)量的增加,熱流峰值會隨之增大,當(dāng)噴口數(shù)量從1增加到3,熱流峰值增大12%。當(dāng)=4時(shí),熱流峰值有所降低。

圖13 不同噴口數(shù)量的壁面熱流分布Fig.13 Wall heat flux distribution for different jet numbers

對于非設(shè)計(jì)工況下的多噴流激波針復(fù)合構(gòu)型,逆向噴流和側(cè)向噴流所產(chǎn)生的附加作用力都對總阻力有一定的影響。圖15對比了不同噴口數(shù)量下的總阻力,包括鈍頭體上的阻力以及逆向噴流和側(cè)向噴流的附加阻力分量。由圖可知,在總質(zhì)量流量不變的情況下,一方面,噴口數(shù)量的增加能夠引起鈍頭體的阻力和總阻力降低,增強(qiáng)復(fù)合構(gòu)型的減阻能力；另一方面,由于側(cè)向噴口和逆向噴口的總面積保持不變,因此隨著噴口數(shù)量的增加,噴流所產(chǎn)生的阻力不變,而鈍頭體上的阻力減小,噴流產(chǎn)生的附加阻力在總阻力中的占比逐漸增大。

圖14 阻力系數(shù)和熱流峰值隨噴口數(shù)量的變化Fig.14 Variation of drag coefficient and heat peak value with jet numbers

圖15 不同噴口數(shù)量下的阻力對比Fig.15 Comparison of drag force for different jet numbers

圖16為與單一逆向噴流激波針相比,多噴流激波針的減阻率Δ和降熱率Δ隨噴口數(shù)量的變化,Δ和Δ的表達(dá)式為

(11)

式中：、為側(cè)向噴口數(shù)量為時(shí)復(fù)合構(gòu)型的阻力系數(shù)和壁面平均熱流值；0、為逆向噴流激波針的阻力系數(shù)和壁面平均熱流值。

圖16 不同噴口數(shù)量的減阻降熱效率Fig.16 Efficiency of drag reduction and thermal protection with different jet numbers

由圖16可知,當(dāng)側(cè)向噴口數(shù)量為4的時(shí)候,減阻降熱效果最佳。此外,雖然噴口數(shù)量的增加會小幅度地增大壁面的熱流峰值,但是在攻角下其減阻防熱性能要遠(yuǎn)優(yōu)于逆向噴流激波針。

2.3 側(cè)向噴口間距的影響

由2.2節(jié)的研究內(nèi)容可知,激波針上側(cè)向噴流的位置會顯著影響波系結(jié)構(gòu)和回流區(qū)形態(tài),進(jìn)而改變減阻防熱性能。因此,為了研究有攻角下側(cè)向噴流位置對噴流激波針性能的影響,本節(jié)針對2個(gè)側(cè)向噴流的設(shè)計(jì)狀態(tài),對比了5種不同的噴口間距下的鈍頭體阻力和熱流變化。

圖17為不同噴口間距下的-和-截面流線和壁面壓力分布。由圖可見,不同側(cè)向噴口間距下,-平面內(nèi)回流區(qū)大小差別不大,區(qū)別主要體現(xiàn)在-平面內(nèi)。隨著噴口間距的增加,噴口之間的回流區(qū)逐漸擴(kuò)大,靠近前端的噴口逐漸往激波針頂端移動(dòng),與前緣激波之間的作用更強(qiáng),產(chǎn)生的斜激波距離壁面更遠(yuǎn)。靠近后面的噴口逐漸向鈍頭體移動(dòng),鈍頭體前的回流區(qū)呈向壓縮,向小幅拉伸的趨勢,再附點(diǎn)方位角相應(yīng)地從39°增加到42°。

圖17 不同噴口間距的流場結(jié)構(gòu)和壁面壓力分布Fig.17 Flow structure and wall pressure distribution for different jet spacings

進(jìn)一步截取迎風(fēng)子午線上的熱流和壓力分布進(jìn)行定量比較,如圖18所示。隨著噴口間距的增大,斜激波與壁面的距離變遠(yuǎn),鈍頭體前的再附激波減弱,激波/激波干擾的強(qiáng)度降低,因此,迎風(fēng)側(cè)子午線的熱流和壓力不斷降低。受鈍頭體前的回流區(qū)和再附點(diǎn)位置的影響,從=4 mm到=8 mm,子午線的壓力和熱流峰值位置逐漸向下游移動(dòng),且壓力峰值降低15.2%,熱流峰值降低25.6%。圖19為阻力系數(shù)和壁面熱流峰值隨噴口間距的變化,由圖可知,阻力系數(shù)隨的增大不斷降低,從=4 mm到=8 mm,阻力系數(shù)降低了13.2%,熱流峰值增加了4.9%。

圖18 不同噴口間距的迎風(fēng)面子午線壓力和熱流分布Fig.18 Pressure and heat flux distribution on windward meridian for different jet spacings

圖19 阻力系數(shù)和熱流峰值隨噴口間距的變化Fig.19 Variation of drag coefficient and heat peak value with jet spacing

不同噴口間距下壁面的熱流分布如圖20所示,隨著從5 mm增加到8 mm,壁面的高熱區(qū)大小并無明顯變化,只是位置向后移動(dòng),其原因有二：① 在-平面內(nèi)回流區(qū)的大小差別不大,對壁面熱流的影響程度相近；② 在-平面內(nèi),再附點(diǎn)的位置逐漸降低,回流區(qū)不斷下降,導(dǎo)致高熱區(qū)向后移動(dòng)。此外,隨著噴口間距的增大,迎風(fēng)面的熱流逐漸減小,而背風(fēng)面的熱流分布幾乎沒有改變。圖21為不同噴口間距的減阻率和降熱率,隨著噴口間距的增加,減阻率不斷提高,而降熱率先降低后增大,與2.2節(jié)降熱率隨著噴口數(shù)量增加的變化規(guī)律相似。

圖20 不同噴口間距的壁面熱流分布Fig.20 Wall heat flux distribution for different jet spacings

圖21 不同噴口間距的減阻降熱效率Fig.21 Efficiency of drag reduction and thermal protection with different jet spacings

3 結(jié) 論

針對鈍頭體有攻角時(shí)的減阻降熱難題,采用數(shù)值模擬方法,對結(jié)合逆向噴流激波針與側(cè)向噴流的復(fù)合式減阻防熱方案進(jìn)行了探究,并進(jìn)一步分析了側(cè)向噴口數(shù)量與分布間距對該方案減阻防熱性能的影響特征與規(guī)律。主要結(jié)論如下：

1) 逆向噴流激波針在大攻角下減阻防熱性能急劇下降,壁面熱流和壓力峰值甚至超過基準(zhǔn)鈍頭體。而增加迎風(fēng)側(cè)的噴流后,能夠降低激波的強(qiáng)度,削弱激波/激波間的干擾,壁面壓力和熱流降低率高達(dá)54%,使得逆向噴流激波針在攻角下也能擁有優(yōu)異的減阻防熱性能,擴(kuò)展了激波針的使用范圍。

2) 當(dāng)噴口間距和總質(zhì)量流量相同時(shí),增加側(cè)向噴口的數(shù)量,再附位置逐漸向下游移動(dòng),再附方位角從35°增加到45°。由于噴口數(shù)量在增加的過程中,壓力和密度降低程度不同,導(dǎo)致阻力和壁面熱流隨著側(cè)向噴口數(shù)量的增加而呈現(xiàn)不同的變化趨勢。當(dāng)噴口數(shù)量=4時(shí),回流區(qū)形狀的改變使得其熱流要低于=2和=3。從=1到=4,雖然阻力系數(shù)能夠降低6.5%,但是壁面熱流峰值會增加10.8%。因此應(yīng)綜合考慮減阻與防熱要求,對其進(jìn)行多目標(biāo)設(shè)計(jì)優(yōu)化,以得到最優(yōu)的結(jié)果。

3) 隨著噴口間距的增大,再附激波強(qiáng)度不斷降低,鈍頭體前的回流區(qū)在靠近鈍頭體中心方向不斷被壓縮,沿下游方向被拉伸,再附位置不斷下移,迎風(fēng)子午線附近的壁面壓力和熱流逐漸降低。噴口間距從4 mm增加到8 mm,阻力系數(shù)降低13.2%,但熱流峰值會小幅增加4.9%。