不同迎角下逆向喷流减阻降热特性研究.pdf

航空科学与工程航空动力不同迎角下逆向喷流减阻降热特性研究黎凯昕1,2，董昊1,2,3*，张旭东1,2，王元靖4（1.南京航空航天大学航空学院,江苏南京210016；2.非定常空气动力学与流动控制工业和信息化部重点实验室,江苏南京210016；3.南京航空航天大学航空航天结构力学及控制全国重点实验室,江苏南京210016；4.中国空气动力研究与发展中心高速所,四川绵阳622762）摘要：文章采用基于 SSTk-湍流模型的 N-S（Navier-Stokes）方程数值模拟方法，探究不同来流迎角下，逆向喷流与钝头体同轴及不同轴时，同自由来流相互作用产生的干扰流场对减阻降热效果的影响。结果表明：与无喷流情况相比，同轴逆向喷流能有效减小钝头体的阻力系数，迎角为 2时阻力系数可减小 32.53%；迎角较小时，同轴逆向喷流可有效减小壁面斯坦顿数，迎角较大时，迎风面壁面斯坦顿数较大，背风面壁面斯坦顿数大幅减小；逆向喷流与钝头体轴向夹角的变化对流场及减阻降热效果产生影响，喷流与轴线夹角增大，迎风面壁面压强逐渐减小，存在使壁面斯坦顿数峰值取得最优解的喷流角度；较同轴逆向喷流，来流迎角为 5时，壁面斯坦顿数峰值可减小 9.02%，来流迎角为 8时，减阻效果最高可提升 1.92%。关键词：逆向喷流；流动控制；减阻降热；超声速；迎角中图分类号：V221+.3；V211+.7文献标志码：A文章编号：1673159X(2024)02001811doi：10.12198/j.issn.1673159X.5204StudyonDragandHeatReductionPerformanceofOpposingJetatDifferentAngleofAttackLIKaixin1,2，DONGHao1,2,3*，ZHANGXudong1,2，WANGYuanjing4（1.College of Aerospace Engineering,Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,Nanjing 210016 China;2.Key Laboratory of Unsteady Aerodynamics and Flow Control,Ministry of Industry and Information Technology,Nanjing 210016China;3.State Key Laboratory of Mechanics and Control for Aerospace Structures,Nanjing 210016 China;4.High Speed Aerodynamics Institute,China Aerodynamics Research and Development Center,Mianyang 622762 China）Abstract:Inthispaper,thenumericalsimulationmethodofN-S(Navier-Stokes)equationbasedonSSTk-turbulencemodelisusedtoexploretheinfluenceoftheinterferenceflowfieldgeneratedbythein-teractionbetweenthecoaxialornon-coaxialopposingjetandthebluntbodywiththefreestreamunderdif-ferentangleofattackonthedragandheatreductioneffect.Theresultsshowthatcomparedwiththeno-jetcondition,thecoaxialopposingjetcaneffectivelyreducethedragcoefficientofthebluntbody,andthedragcoefficientcanbereducedby32.53%whentheangleofattackis2.Whentheangleofattackissmall,收稿日期：20230823*通信作者：董昊（1983），男，教授，博士，主要研究方向为高超声速空气动力学。ORCID：0000000242366479E-mail:引用格式：黎凯昕，董昊，张旭东，等.不同迎角下逆向喷流减阻降热特性研究J.西华大学学报（自然科学版），2024，43（2）：1828.LIKaixin,DONGHao,ZHANGXudong,etal.StudyonDragandHeatReductionPerformanceofOpposingJetatDifferentAngleofAttackJ.JournalofXihuaUniversity（NaturalScienceEdition）,2024,43（2）:1828.第 43卷第 2 期西华大学学报（自然科学版）2024年3月Vol.43，No.2JournalofXihuaUniversity（NaturalScienceEdition）Mar.2024thecoaxialopposingjetcaneffectivelyreducethewallStantonnumber.Andwhentheangleofattackislarge,thewallStantonnumberonthewindwardsidebecomeslargeandthatontheleewardsideisgreatlyreduced.Thechangeoftheaxialanglebetweentheopposingjetandthebluntbodyaffectstheflowfieldandthedragandheatreductioneffect.Astheanglebetweenthejetandtheaxisincreases,thewallpressureonthewindwardsidegraduallydecreases,andthereisajetanglethatcanmakethepeakvalueofthewallStantonnumberreachtheoptimalsolution.Comparedwiththecoaxialopposingjet,whentheangleofat-tackis5,thepeakvalueofthewallStantonnumbercanbereducedby9.02%,andwhentheangleofat-tackis8,thedragreductioneffectcanbeincreasedbyupto1.92%.Keywords:opposingjet；flowcontrol；dragandheatreduction；supersonic；angleofattack近年来，超声速飞行器日益成为世界各航空航天大国竞相发展的目标。无论在军事领域还是民用范畴，超声速飞行器都极具发展潜力和应用前景。超声速飞行器以超声速再入大气层时，会遇到严重的气动阻力与气动加热问题。飞行器在高马赫数飞行时，上游强烈的激波会带来巨大的气动阻力，也会使飞行器表面热流显著攀升。因此，能否有效地降低飞行器阻力和气动加热是超声速飞行器能否应用于工程实际的关键之一。作为一种主动流动控制技术，逆向喷流技术因其在减阻降热方面的广阔前景而受到国内外学者的关注。逆向喷流指的是从飞行器头部或翼前缘等部位喷射反向于来流的冷却气体，喷流推动头部弓形激波远离壁面以达到减阻降热效果，回流附着在壁面，形成低压回流区。逆向喷流的流场及减阻降热效果受喷流压比（喷流总压与来流总压之比）、喷流马赫数、喷流工质、喷流迎角等参数影响1。1952 年，Love2在 NACA 航空实验室将逆向喷流引入超声速飞行模式，并且发现逆向喷流在超声速飞行模式下优于低速飞行模式3。Finley 等4开展了来流马赫数为 2.5 条件下的实验，对不同尺寸的钝头体构型进行了逆向喷流流动控制机制的研究，将流场分为稳定、不稳定和过渡 3 种状态。Venukumar 等5在激波风洞中开展了来流马赫数为 8 的 60顶角钝锥逆向喷流实验，得到的阻力系数比无喷流状态下降了约 45%。随后 Venukumar等6选择氮气和氦气作为冷却气体，研究发现当喷流总压超过一定值时，阻力可能会降低到恒定值。王立强等7采用数值模拟方法，采用基于 SST 湍流模型的 N-S 方程，研究了喷流质量流量以及喷口尺寸变化对钝头体逆向喷流减阻降热效果的影响。此外，王立强等8采用基于结构网格的 Navier-Stokes 方程数值模拟方法，研究了不同来流迎角对钝头体逆向喷流减阻降热效果的影响。Liu 等9采用数值方法，考虑流热耦合，研究了逆向喷流对钝头体的减阻降热效果，分析了流场特性、传热特性、气动力特性以及喷流压比的影响效果。Fan 等10采用数值方法对多孔逆向喷流方案进行了模拟，研究了喷流压比、来流迎角、来流马赫数对减阻特性的影响。Lee 等11对短穿透模式的流场特征与减阻效果之间的关系进行研究，发现回流区的形态会影响减阻效果，且来流马赫数对逆向喷流的流场特性有很大影响。Huang 等12对钝头体逆向喷流减阻降热效果进行研究，发现提高射流总压有利于提高减阻和降热效率。Shen 等13对逆向射流温度和压力对单位质量射流减阻降热效率的影响进行研究，发现通过优化射流温度和压力以及选取合适的喷流气体可提高其减阻和降热效率。范冰等14对喷流压比及喷口直径对流场结构和减阻效率的影响进行研究，发现在长、短穿透模态各自的范围内增加喷流压比和喷口尺寸均能提高减阻效率，从长穿透模态转换为短穿透模态时会出现气动阻力陡增的现象。Lu 等15对来流马赫数为 3.98 条件下攻角对逆向喷流流场的影响进行了数值研究，发现攻角对流场有很大影响，有攻角时逆向喷流减阻效果将大大下降。黄喜元等16通过数值模拟，对比研究了单喷管和多喷管逆向喷流技术，提出多喷管逆向喷流降热更具鲁棒性和工程适用性。董昊等17在马赫数为5、6、8 时不同压比下探索逆向喷流流动控制技术对高超声速飞行器降热的影响规律及相关机制，进行了数值模拟和风洞试验研究，其结果表明，逆向喷流产生的降热效果是喷流气体回流第2期黎凯昕等:不同迎角下逆向喷流减阻降热特性研究19和喷流推离头部脱体激波共同作用的结果。综上所述，学者们主要研究了钝头体逆向喷流的减阻降热机制，而对大攻角来流下的减阻降热研究较少。此外，在之前研究中，逆向喷流和钝头体是同轴的，很少探讨逆向喷流与钝头体不同轴的减阻降热问题。为此，本文采用基于 SSTk-湍流模型的 N-S（Navier-Stokes）方程数值模拟方法，研究来流有攻角（分别为 2、5、8）时，逆向喷流与钝头体同轴及不同轴情况下，逆向喷流与自由来流相互作用产生的干扰流场对减阻降热效果的影响。1几何模型与数值方法1.1几何模型研究对象采用钝头体（半球体）模型，半径R 为 25mm，头部驻点处设置逆向喷流喷口，喷口半径 r 为 2mm，定义周向角为，如图 1 所示。Rr图1钝头体逆向喷流几何模型示意图Fig.1Schematicdiagramofthegeometricmodelofthebluntbodywithanopposingjet1.2数值方法数值模拟中，控制方程采用可压缩雷诺平均的 Navier-Stokes 方程，为twWd+z(FcFv)dS=0（1）WFcFv式中：为守恒变量矢量；为对流通量矢量；为黏性通量矢量。采用有限体积法进行空间离散，时间项采用隐式格式离散，对流项使用 AUSM 差分格式处理，湍流模型选取 SSTk-模型。物面边界条件采用无滑移条件，并假设物面为等温壁。自由来流边界设为压力远场边界，喷口采用压力入口边界，出口边界设为压力出口边界，由流场内部线性外推得到。使用 Pointwise 软件生成三维结构网格，对喷口区域及壁面处网格进行加密。由于模型及流场具有对称性，因此采用半对称的几何模型，对称面设置为对称边界，网格数量为 552 万，如图 2 所示。图2计算网格Fig.2Computationalgrid1.3算例验证PRPR在使用数值方法对流场进行计算之前，需要对数值方法的可靠性进行验证。本文选取 Hayashi等的逆向喷流试验结果18及数值计算结果19为参考，选取喷流压比=0.6 的状态。定义为PR=PjP0（2）PjP0式中：为逆向喷流总压；为自由来流总压。计算条件如表 1 所示，与文献 1819 的计算与实验条件一致。计算结果与文献试验结果的对比如图 35 所示。其中：图 3 示出计算得到的密度梯度云图与试验纹影图18的对比；图 4 示出模型表面压力分布的对比；图5 示出模型表面斯坦顿数的对比。表1计算状态Tab.1Simulationconditions自由来流逆向喷流壁面参数数值参数数值参数数值马赫数3.98马赫数1.0初始温度/K295总压/MPa1.37总压/MPa0.822总温/K397总温/K300从图 3 的流场结构来看，计算和文献试验结果有较好的一致性，喷口处产生膨胀波，喷流与自由来流相互作用形成了结构稳定且密度较大的马赫盘结构，头部脱体激波被喷流推离并在下游处到达物面形成再附激波。从图 4 的模型表面压力分布来看，计算结果与文献试验的结果较为接近，且误差不超过 10%。从图 5 的模型表面斯坦顿数来看，计算结果与文献试验的结果较为接近。参考文献20西华大学学报（自然科学版）2024年1819 的数值模拟，可以证实 ASUM 离散格式以及 SSTk-湍流模型可用于逆向喷流计算，且网格量为 552 万的网格能较好地体现出逆向喷流的流场结构，相对误差较小。2计算结果分析本文分别对来流迎角 为 2、5、8时，逆向喷流与钝头体同轴及不同轴情况下，逆向喷流与自由来流相互作用产生的干扰流场对减阻降热效果的影响进行分析，计算条件如表 1 所示。定义喷流方向与钝头体轴线在 X-Y 平面内夹角为，如图 6所示。R图6喷流方向与钝头体轴线在 X-Y 平面内夹角示意图Fig.6Schematic diagram of the angle between the jetdirectionandthebluntbodyaxisinX-Yplane图 7 示出来流马赫数 3.98 条件下，来流迎角 为 2、5和 8，无喷流以及喷流与钝头体同轴（=0）的马赫数云图及流场流线分布。逆向喷流将弓形激波推离模型壁面，弓形激波脱体距离明显增大，自由来流不直接撞击壁面，减少了壁面的气动热。喷流与自由来流相互挤压形成马赫盘，喷流接触来流后反向附着于壁面并在喷口附近形成低压回流区，使得壁面压力下降，所受气动阻力减小，来流则在回流区外流动并在下游再附于壁面。同时，低温喷流气体直接覆盖在钝头体壁面也可起降热作用。可以看出，在有与钝头体同轴的逆向喷流情况下，来流迎角较小时，喷口上方及下方流场（马赫盘形状、回流区形状）基本对称。随着迎角增大，流场的不对称程度逐渐增大，马赫盘等流场结构发生明显倾斜，回流区形状出现明显不对称，迎风面回流区受来流影响向喷口及壁面方向稍有挤压收缩，而背风面回流区则向下游移动，逐渐减小，甚至消失，脱体激波与再附激波融为一体，再附点消失。图 8 示出不同来流迎角下的壁面压强分布。喷流的存在大大减小了钝头体壁面压强。在有与钝头体同轴的逆向喷流的情况下，迎角较小时，上下壁面压强分布情况相似。随着迎角增大，上下壁面压强分布差异逐渐明显，迎风面壁面压强明显增大，背风面壁面压强最大值有所减小，在喷口与再附点之间压强增大，再附点之后压强减小。图 9 示出不同来流迎角下的阻力系数。喷流的存在大大减小了钝头体阻力系数，=2时减阻图3验证算例流场结果对比Fig.3Flowfieldcomparisonforverificationcase100806040Pressure/kPa2000204060/()80100PR=0.6(Ref)PR=0.6图4验证算例壁面压力分布对比Fig.4Surface pressure distribution comparison for theverificationcase0.002 00.001 50.001 0Stanton number0.000 501020304050/()60708090PR=0.6(Ref)PR=0.6图5验证算例壁面斯坦顿数对比Fig.5SurfaceStantonnumbercomparisonfortheverificationcase第2期黎凯昕等:不同迎角下逆向喷流减阻降热特性研究2132.53%，=5时减阻 30.07%，=8时减阻 26.91%。在有与钝头体同轴的逆向喷流的情况下，随着迎角的增大，阻力系数增大，钝头体所受阻力增大。图 10 示出不同来流迎角下的壁面斯坦顿数。喷流的存在使得迎风面与背风面的斯坦顿数峰值向下游偏移。来流迎角较小，=2时，迎风面与背风面的斯坦顿数峰值均减小，与无喷流情况相比，最大壁面斯坦顿数可减小 23.20%。随着来流迎角增大，迎风面斯坦顿数峰值增大，该峰值位于激波干扰点附近。=8时，迎风面斯坦顿数峰值与无喷流相比大幅增大。10080 60 40 200.0030.0020.0010/()20406080 100=2(有喷流)=2(无喷流)=5(有喷流)=5(无喷流)=8(有喷流)=8(无喷流)Stanton number图10不同来流迎角下壁面斯坦顿数Fig.10SurfaceStantonnumberofdifferentangleofattack因此，随着来流迎角增大，需进一步对钝头体采取减阻降热措施。2.1逆向喷流与钝头体不同轴（0）2.1.1=2状态下减阻降热分析图 11 示出来流迎角 为 2，逆向喷流与钝头体轴线夹角 为 0、2、3、4时对称面的马赫数云图及流场流线分布。可以看出：当=0时，马赫盘等流场结构不对称特征较为明显；当 逐渐增大，马赫盘逐渐恢复为对称状态，迎风面回流区受挤压收缩情况有所减弱，而背风面回流区则逐渐向上游移动。(a)=2，无喷流(b)=2，=0(c)=5，无喷流(d)=5，=0(e)=8，无喷流(f)=8，=0Ma3.83.63.43.23.02.82.62.42.22.01.81.61.41.21.00.40.80.60.2Ma3.83.63.43.23.02.82.62.42.22.01.81.61.41.21.00.40.80.60.2Ma3.83.63.43.23.02.82.62.42.22.01.81.61.41.21.00.40.80.60.2图7不同来流迎角下流场结构Fig.7FlowfieldstructureofdifferentangleofattackPressure/kPa10080 60 40 200/()204080120160200=2(有喷流)=2(无喷流)=5(有喷流)=5(无喷流)=8(有喷流)=8(无喷流)406080 100图8不同来流迎角下壁面压强分布Fig.8Surfacepressuredistributionofdifferentangleofattack0024/()68有喷流无喷流0.10.20.30.40.5Cd图9不同来流迎角下阻力系数Fig.9Dragcoefficientofdifferentangleofattack22西华大学学报（自然科学版）2024年(a)=2，=0(b)=2，=2(c)=2，=3(d)=2，=4Ma3.83.63.43.23.02.82.62.42.22.01.81.61.41.21.00.40.80.60.2Ma3.83.63.43.23.02.82.62.42.22.01.81.61.41.21.00.40.80.60.2图11=2时的流场结构Fig.11Flowfieldstructureof=2图 12 示出=2时不同喷流角度的对称面壁面压强分布。当 逐渐增大，迎风面壁面压强逐渐减小，在=4时达到最小，而背风面壁面压强逐渐增大，在=4时达到最大。在此状态的所有工况下，背风面压强最大值比迎风面压强最大值小。图 13 示出表面压力分布（左半圆）和表面热流分布（右半圆）。由于采用半对称几何模型进行研究，右半圆图像由对称而得。左半圆图像显示，随着 逐渐增大，迎风面高压区域面积明显缩小，在=4时达到最小，与图 12 所得规律相符。图 14 示出=2时不同喷流角度所对应的阻力系数。当 逐渐增大，阻力系数逐渐减小。与无喷流情况相比，当=0时，减阻效果可达 32.53%，当=4时阻力系数达到最小，与无喷流情况相比，其 减 阻 效 果 可 达 32.76%，减 阻 效 果 提 升了 0.23%。图 15 示出=2时不同喷流角度的对称面壁面斯坦顿数。喷流角度对壁面斯坦顿数影响显著，迎风面壁面斯坦顿数峰值在=3时达到最小，较喷流与钝头体同轴情况，壁面斯坦顿数最大值可减小 7.14%。背风面斯坦顿数大幅减小，此状态的所有工况下，背风面壁面斯坦顿数峰值比迎风面壁面10080 60 40 200/()20406080 100120=0=2=3=410080604020Pressure/kPa图12=2时的壁面压强分布Fig.12Surfacepressuredistributionof=2(a)=2，=0(b)=2，=2(c)=2，=3(d)=2，=4图13=2时的表面压力分布（左半圆）和表面热流分布（右半圆）Fig.13Surface pressure distribution(left semicircle)andsurface heat flow distribution(right semicircle)of=20.298 80.298 40.298 00.297 60.297 2012/()34Cd图14=2时的阻力系数Fig.14Dragcoefficientof=2第2期黎凯昕等:不同迎角下逆向喷流减阻降热特性研究23斯坦顿数峰值小。图 13 右半圆也可观察到类似的现象，=3时，迎风面高热流区域较小。10080 60 40 200/()20406080 100Stanton number0.001 60.001 20.000 80.000 4=0=2=3=4图15=2时的壁面斯坦顿数Fig.15SurfaceStantonnumberof=22.1.2=5状态下减阻降热分析图 16 示出来流迎角 为 5，逆向喷流与钝头体轴线夹角 为 0、5、6、7、8、9、10时对称面的马赫数云图及流场流线分布。可以看出，当=0时，马赫盘等流场结构不对称特征较为明显，当 逐渐增大，马赫盘逐渐恢复为对称状态，迎风面回流区受挤压收缩情况有所减弱，而背风面回流区则逐渐向上游移动。图 17 示出=5时不同喷流角度的对称面壁面压强分布。当 逐渐增大，迎风面壁面压强逐渐减小，在=10时达到最小，而背风面壁面压强逐渐增大，在=10时达到最大。在此状态的所有工况下，背风面压强最大值比迎风面压强最大值小。在图 18 左半圆中也可观察到类似现象，随着 逐渐增大，迎风面高压区域面积明显缩小，在=10时达到最小。图 19 示出=5时不同喷流角度所对应的阻力系数。当 逐渐增大，阻力系数逐渐减小，达到最小值后，阻力系数增大，当=9时阻力系数达到最小。与无喷流情况相比，当=0时，减阻效果可达 30.07%，当=9时，其减阻效果可达 31.05%，减阻效果提升了 0.98%。图 20 示出=5时不同喷流角度的对称面壁面斯坦顿数。喷流角度对壁面斯坦顿数影响显著，迎风面壁面斯坦顿数峰值在=7时达到最小，较喷流与钝头体同轴情况，壁面斯坦顿数最大值可减小 9.02%。背风面斯坦顿数大幅减小，此状态的所有工况下，背风面壁面斯坦顿数峰值比迎风面壁面斯坦顿数峰值小。图 18 右半圆也可观察到类似的现象，=7时，迎风面高热流区域比其他喷流角度小。2.1.3=8状态下减阻降热分析图 21 示出来流迎角 为 8，逆向喷流与钝头体轴线夹角 为 0、8、10、12、14、16时，对称面的马赫数云图及流场流线分布。可以看出，当=0时，马赫盘等流场结构不对称特征较为明显，当 逐渐增大，马赫盘逐渐恢复为对称状态，迎风面回流区受挤压收缩情况有所减弱，而背风面回流(a)=5，=0(b)=5，=5(c)=5，=6(d)=5，=7(f)=5，=9(g)=5，=10Ma3.83.63.43.23.02.82.62.42.22.01.81.61.41.21.00.40.80.60.2Ma3.83.63.43.23.02.82.62.42.22.01.81.61.41.21.00.40.80.60.2Ma3.83.63.43.23.02.82.62.42.22.01.81.61.41.21.00.40.80.60.2(e)=5，=8图16=5时的流场结构Fig.16Flowfieldstructureof=524西华大学学报（自然科学版）2024年区则逐渐向上游移动。图 22 示出=8时不同喷流角度的对称面壁面压强分布。当 逐渐增大，迎风面壁面压强逐渐减小，在=16时达到最小，而背风面壁面压强有逐渐增大的趋势。在此状态的所有工况下，背风面压强最大值比迎风面压强最大值小。图 23 左半圆中也可观察到类似现象，随着 逐渐增大，迎风面高压区域面积明显缩小，在=16时达到最小。图 24 示出=8时不同喷流角度所对应的阻力系数。当 逐渐增大，阻力系数先增大后减小，当=14时阻力系数达到最小。与无喷流情况相比，当=0时，减阻效果可达 26.91%，当=14时，其减阻效果可达 28.83%，减阻效果提升了 1.92%。图 25 示出=8时不同喷流角度的对称面壁面斯坦顿数。喷流角度对壁面斯坦顿数影响显著，迎风面壁面斯坦顿数峰值在=16时达到最小，较喷流与钝头体同轴情况，壁面斯坦顿数最大值可减小 7.64%。背风面斯坦顿数大幅减小，此状态的所有工况下，背风面壁面斯坦顿数峰值比迎风面壁面10080 60 40 20020406080100120140/()20406080 100=0=5=6=7=8=9=10Pressure/kPa图17=5时的壁面压强分布Fig.17Surfacepressuredistributionof=5(a)=5，=0(b)=5，=5(c)=5，=6(d)=5，=7(e)=5，=8(f)=5，=9(g)=5，=10图18=5时的表面压力分布（左半圆）和表面热流分布（右半圆）Fig.18Surface pressure distribution(left semicircle)andsurface heat flow distribution(right semicircle)of=50.3100.3080.3060.3040.3020.3000246/()810Cd图19=5时的阻力系数Fig.19Dragcoefficientof=510080 60 40 200/()20406080 100=0=5=6=7=8=9=10Stanton number0.002 50.002 00.001 50.001 00.000 5图20=5时的壁面斯坦顿数Fig.20SurfaceStantonnumberof=5第2期黎凯昕等:不同迎角下逆向喷流减阻降热特性研究25斯坦顿数峰值小。图 23 右半圆也可观察到类似的现象，=16时，迎风面高热流区域比其他喷流角度小。2.1.4减阻降热机制为进一步分析逆向喷流与钝头体轴线夹角 对减阻降热效果的影响机制，选取 5和 8迎角下=0和 0的典型流场结构进行更细致的研究，如图 26 所示。可以看出，较=0，逆向喷流0时使马赫盘形状恢复为对称状态，在迎风面靠近下游的位置，回流区在垂直于壁面方向上厚度增(a)=8，=0(b)=8，=8(c)=8，=10(d)=8，=12(e)=8，=14(f)=8，=16Ma3.83.63.43.23.02.82.62.42.22.01.81.61.41.21.00.40.80.60.2Ma3.83.63.43.23.02.82.62.42.22.01.81.61.41.21.00.40.80.60.2Ma3.83.63.43.23.02.82.62.42.22.01.81.61.41.21.00.40.80.60.2图21=8时的流场结构Fig.21Flowfieldstructureof=810080 60 40 2004080120160/()20406080 100Pressure/kPa=0=8=10=12=14=16图22=8时的壁面压强分布Fig.22Surfacepressuredistributionof=8(a)=8，=0(b)=8，=8(c)=8，=10(d)=8，=12(e)=8，=14(f)=8，=16图23=8时的表面压力分布（左半圆）和表面热流分布（右半圆）Fig.23Surface pressure distribution(left semicircle)andsurface heat flow distribution(right semicircle)of=80.3280.3240.3200.3160.31202468/()10121416Cd图24=8时的阻力系数Fig.24Dragcoefficientof=826西华大学学报（自然科学版）2024年加，且明显将迎风面的弓形激波推离壁面，弓形激波离体距离增大，再附激波向下游移动，并使得迎风面壁面压强减小，从而减小钝头体阻力，同时也会使模型迎风面表面热流降低。3结论为探究不同来流迎角下逆向喷流与钝头体同轴及不同轴对减阻降热效果的影响，本文采用了基于 SSTk-湍流模型的 N-S（Navier-Stokes）方程数值模拟方法进行研究，对逆向喷流与钝头体轴向夹角 的变化对流场结构及减阻降热效果的影响进行了说明与分析，主要结论如下。1）与无喷流情况相比，与钝头体同轴的逆向喷流流动控制效果显著，减小了钝头体壁面压强以及阻力系数，=2时阻力系数减小可达 32.53%；斯坦顿数峰值向下游偏移。随着来流迎角增大，流场不对称程度增大，马赫盘等流场结构发生明显倾斜，迎风面壁面压强和斯坦顿数峰值增大。2）同一来流迎角下，当 逐渐增大，马赫盘逐渐恢复为对称状态，回流区在垂直于壁面方向上厚度增加，迎风面的弓形激波离体距离增大，再附激波向下游移动，使得迎风面壁面压强减小，从而减小钝头体阻力，同时也会使模型迎风面表面热流降低，减阻效果提升可达 1.92%，壁面斯坦顿数峰值减小可达 7.64%。3）在改变喷流与钝头体轴线夹角时，减阻和降热效果变化规律有所不同，针对减阻和降热效果，分别存在一个最佳喷流与钝头体轴线夹角，该角度在 1.5 至 2 倍迎角之间，在工程实际应用中应结合实际需求选取喷流角度。4）本文的研究对超声速飞行器工程实际应用中的减阻降热技术提供了一定的参考。参考文献1邓帆,谢峰,黄伟,等.逆向喷流技术在高超声速飞行器上的应用J.空气动力学学报,2017,35（4）:485495.DENGF,XIEF,HUANGW,etal.Applicationsofcounterflowing jet technology in hypersonic vehicleJ.ActaAerodynamicaSinica,2017,35（4）:485495.2LOVEES.Theeffectsofasmalljetofairexhaust-ing from the nose of a body of revolution in supersonicflowR.Washington,USA:National Advisory Commit-teeforAeronautics,1952.3WASKORA.Heattransfertoaspherewitharet-rorocket exhausting into a free stream,Mach 2.0 and0.8R.Washington,USA:NationalAeronauticsandSpaceAdministration,1962.4FINLEYPJ.Theflowofajetfromabodyoppos-ingasupersonicfreestreamJ.JournalofFluidMechan-ics,1966,26（2）:337368.5VENUKUMARB,JAGADEESHG,REDDYKPJ.Counterflowdragreductionbysupersonicjetforabluntbody in hypersonic flowJ.Physics of Fluids,2006,18（11）:471.6VENUKUMARB,REDDYKPJ.Experimentalinvestigation of drag reduction by forward facing highspeedgasjetforalargeanglebluntconeatMach8J.Sadhana,2007,32（1/2）:123131.10080 60 40 200/()20406080 100Stanton number0.003 00.002 50.002 00.001 50.001 00.000 5=0=8=10=12=14=16图25=8时的壁面斯坦顿数Fig.25SurfaceStantonnumberof=8(c)=5，=0(d)=5，=10(e)=8，=0(f)=8，=16马赫盘弓形激波弓形激波弓形激波弓形激波再附激波再附激波再附激波再附激波回流区再附点回流区再附点回流区再附点回流区再附点马赫盘马赫盘马赫盘图26典型流场结构Fig.26Typicalflowfieldstructure第2期黎凯昕等:不同迎角下逆向喷流减阻降热特性研究277王立强,钱勤建.钝体逆向喷流减阻降温数值模拟J.弹箭与制导学报,2019,39（1）:5559.WANGLQ,QIANQJ.Numericalinvestigationoncounter-flow jets on drag and heat-transfer reductionJ.Journal of Projectiles,Rockets,Missiles and Guidance,2019,39（1）:5559.8王立强,钱勤建.钝体逆向喷流减阻降温数值仿真研究J.航空科学技术,2019,30（5）:7581.WANGLQ,QIANQJ.Numericalsimulationinvest-igationondragandheat-transferreductionofbluntbodywithcounter-flowjetJ.AeronauticalScienceandTechno-logy,2019,30（5）:7581.9LIUHP,WANGZG,DINGM.Fluid-thermalcoupledanalysisofheatreductionbytheopposingjetinhy-personicflowsJ.InternationalJournalofHeatandMassTransfer,2020,147:119003.10FANWJ,LISB,ZHOUJ,etal.Studyonthedragandheatreductionperformanceofporousopposingjetin hypersonic flowJ.International Journal of Heat andMassTransfer,2019,139:351361.11LEEJ,LEEHJ,HUHH.Dragreductionanalys-is of counterflow jets in a short penetration modeJ.AerospaceScienceandTechnolog