● 摘要
气动加热是高超音速飞行器面临的主要问题之一，头部及机翼前缘是气动加热最为显著的区域。为了减小其气动加热，国外进行了大量的试验和数值模拟研究，表明反向喷流技术是抑制钝体头部气动加热的有效手段。 本文在国内外相关研究的基础上，利用时间推进的的有限体积法，采用二阶迎风格式， 两方程湍流模型，分别采用二维和三维数值模拟方法研究了压比变化、攻角变化、喷流喷口当量直径的变化对反向喷流抑制钝体头部气动加热的影响。所得到的结果揭示了反向喷流流场的内部结构，表明提高反向喷流的压比，可以使钝体壁面压力减小，热流降低，形成的回流区尺寸变大、抑制气动加热的效果更加显著。随着反向喷流当量直径的减小，壁面压力升高，热流增加，回流区尺寸减小，反向喷流的流量大幅度降低，反向喷流抑制气动加热的效果有所下降。对带有反向喷流的钝体头部流场的三维数值模拟表明，随着攻角增大，弓形激波发生明显变形，在下壁面处出现了分离激波，攻角越大弓形激波越清晰；流场的不对称性更强，反向喷流下方形成了清晰的回流区，反向喷流的上方回流区则很不明显；弓形激波离喷口位置更近，回流区面积减小；压力分布发生显著变化，高压区和高热流区向下游移动，热流峰值增大，反向喷流抑制气动加热的效果显著下降。最后，本文对无反向喷流和有反向喷流的机翼流场进行了数值模拟研究。研究结果表明，没有反向喷流时，机翼前方只有弓形激波；有反向喷流时，由喷口喷射出来的高压气体使弓形激波远离钝体头部，但只对机翼前缘的气动加热有影响。改变反向喷流的攻角，则等马赫线、等压线、等温线、流线都不是对称分布。上壁面形成了较大的回流区，下壁面回流区则很小。因此，反向喷流对上壁面的气动加热有很好的抑制作用，对下壁面的抑制作用较小。