壁面质量引射对高速飞行器减阻降热影响的研究.pdf

文章编号：0258-1825(2023)08-0059-12壁面质量引射对高速飞行器减阻降热影响的研究朱广生1，段毅2，姚世勇2，*，范月华2(1.中国运载火箭技术研究院，北京100076；2.中国运载火箭技术研究院空间物理重点实验室，北京100076)摘要：针对未来新型高速飞行器高升阻比和低热载荷的发展需求，本文选取贴近工程实际应用的三角翼为研究对象，开展了飞行状态下大面积壁面质量引射对减阻降热影响的数值模拟研究，对比分析了壁面质量引射在不同的飞行高度、来流马赫数、引射流量、引射温度和气体模型条件下对三角翼气动力热特性的影响。从高速飞行器减阻降热的工程需求出发，指出了质量引射流动控制在工程应用中存在的问题与后续应重点关注的方向。关键词：三角翼；质量引射；降热减阻中图分类号：V211文献标识码：Adoi：10.7638/kqdlxxb-2023.0136Effects of wall mass injection on drag and heat reduction characteristics ofhigh-speed flight vehiclesZHUGuangsheng1，DUANYi2，YAOShiyong2，*，FANYuehua2(1.China Academy of Launch Vehicle Technology,Beijing100076,China；2.Science and Technology on Space Physics Laboratory,China Academy of Launch Vehicle Technology,Beijing100076,China)Abstract:Aimingatthedevelopmentrequirementsofhighlift-dragratioandlowthermalloadofanewtypeofhigh-speedflightvehicleinthefuture,alargesweptdeltawingwhichisclosetothepracticalengineeringischosenasthestudyobjectinthispaper.Numericalsimulationsontheeffectsoflarge-areawallmassinjectiononthedragandheatreductionsinflightstatesarecarriedout,andtheinfluencesofmassinjectionontheaerodynamic force and heat characteristics of delta wing under different flight altitudes,freestream Machnumbers,injectionflowrates,injectiontemperaturesandgasmodelsarecomparedandanalyzed.Basedontheengineeringrequirementsofdragandheatreductionsofhigh-speedflightvehicles,theissuesofwallmassinjectionintheengineeringapplicationsandtheresearchdirectionsthatdeservemoreattentioninthefuturearepointedout.Keywords:Deltawing；massinjection；dragandheatreductions 0 引言升阻比是高速飞行器气动性能的重要指标。为了满足未来新型高速飞行器大空域、宽速域、长距离、强机动等发展需求，如何尽可能地提高升阻比成为飞行器气动设计亟需解决的问题。一般地，提高飞行器升阻比可通过增升和减阻两种途径实现。由于受到外形尺寸包络等条件限制，通常情况下飞行器的增升效果十分有限。相对于增升受到的约束条件，减阻成为提高升阻比的关键技术途径。此外，高速飞行器在飞行过程中，其附近的气体受到强烈压缩，并与壁面产生剧烈摩擦，导致飞行器壁面温度升高，形成气动加热现象。剧烈的气动加热不仅会使飞行器内部的电子设备发生故障，严酷时甚至会将飞行器的防热层烧穿，导致飞行失利。减阻和降热是高速飞行器设计面临的两个核心收稿日期：2023-07-20；修订日期：2023-08-10；录用日期：2023-08-15；网络出版时间：2023-08-25作者简介：朱广生（1963），男，江苏沛县人，博士，研究方向：飞行器总体与气动设计.通信作者：姚世勇*（1986），高级工程师，研究方向：高速空气动力学.E-mail：引用格式:朱广生,段毅,姚世勇,等.壁面质量引射对高速飞行器减阻降热影响的研究J.空气动力学学报,2023,41(8):5970.ZHUGS,DUANY,YAOSY,etal.Effectsofwallmassinjectionondragandheatreductioncharacteristicsofhigh-speedflightvehiclesJ.ActaAerodynamicaSinica,2023,41(8):5970(inChinese).doi:10.7638/kqdlxxb-2023.0136第41卷第8期空气动力学学报Vol.41，No.82023年8月ACTA AERODYNAMICA SINICAAug.，2023问题。若能通过流动控制技术来实现减阻和降热，可有望提高飞行器升阻比，增强飞行性能，降低燃料消耗，减轻热防护系统重量，提升飞行器有效载荷。因此，对于长距离飞行的高速飞行器研制来说，减阻降热的流动控制研究具有十分迫切的工程需求和重要意义。飞行器在高空高速飞行的显著特征是高马赫数和低雷诺数，此时黏性干扰效应显著，高空摩擦阻力在总阻中的占比很大，对飞行器升阻特性等关键气动性能影响显著。随着飞行高度降低，来流雷诺数增大，飞行器表面流动将发生边界层转捩。边界层由层流转变为湍流后，飞行器表面的摩擦阻力和热流急剧增加，影响着飞行器的飞行效率和飞行安全。因此，边界层减阻降热成为高速飞行技术研究的重点和热点之一。针对壁面质量引射对减阻降热特性的影响，前人开展了广泛的研究。Fang 等1发现，高速飞行器表面防热材料热解、烧蚀产生的气体通过质量引射的方式进入到边界层，可有效降低飞行器的表面摩擦阻力，提高升阻比。Heftier 和 Bushnell2对表面质量引射的减阻问题开展了较为详细的研究。Hwang3利用微吹气技术对平板表面的摩擦阻力特性进行了研究，研究结果表明，在微吹气条件下，平板的摩擦阻力可以降低 60%。Hwang4在其对微吹气技术用于湍流减阻的综述性文章中，阐述了 7 种类型的多孔平板在超声速条件下的减阻特性，其中有 6 种多孔平板的表面摩擦阻力减小了 80%以上，另外 1 种多孔平板的摩擦阻力未减小的原因是因为该多孔平板的孔隙率只有4%，平板仅有一小部分区域受到了微吹气的影响。因此，孔隙率是影响微吹气技术性能的一个参数。Bathel 等5利用平面激光诱导荧光技术在马赫数为10 的风洞中对主动吹气条件下的 Hyper-X 前体模型的边界层流动进行了研究。Orlik 等6利用大涡模拟方法给出了壁面引射区域的高速边界层流动结构与流场特性。Chen 等7研究了均匀吹气和吸气对高速湍流边界层摩擦阻力的影响，发现均匀吹气使摩擦阻力减小，均匀吸气使摩擦阻力增大，减阻率和壁面吹吸气的速度大小几乎呈线性关系，即吹气或吸气速度越大，减阻或增阻效果越强。Cerminara 等8对带有冷流体吹气的高速平板边界层进行了直接数值模拟研究，结果表明，壁面冷却主要在气孔的侧面和尾部实现，壁面温度一旦达到转捩点便会显著升高。Zhang 等9研究分析了可压缩流体在均匀引射条件下层流边界层的流动和传热特性，发现壁温随着气体注入强度的增加而显著降低。Mo 等10开展了高速飞行器缝隙吹气减阻技术的数值模拟研究，发现当缝隙高度从 10mm 增加到 20mm，吹气质量流量增加一倍后，升阻比略有上升，增加缝隙高度并不能获得更为有效的减阻效果。此外，向前移动狭缝位置可以获得更高的总减阻率和更小的吹气质量流量，但同时也会导致升力的轻微下降。King 和 Talbot11研究了来流马赫数为 3.9 和 5.6，对应的自由来流雷诺数为 1800、6200/in 时，空气和氦气质量引射对半锥角 5多孔锥体上的阻力和压力分布的影响。研究发现，气体喷射到锥体边界层中显著增大了自致的表面压力，但锥体倾斜表面上的总阻力降低了多达 50%，在降低总阻力方面，空气喷射的效果几乎是相同质量流量氦气喷射的两倍。Gao 等12利用油膜干涉和加热箔片对偏置的附着平面射流的壁面剪切应力进行了测量，发现摩阻的变化与平均流和壁面静压有关，传热的变化似乎与 剪 切 层 中 的 湍 流 强 度 更 密 切 相 关。Windisch等13对不同冷却工质在层流超声速薄膜冷却中的冷却效果进行了数值模拟研究，发现冷却效率似乎主要取决于冷却工质的摩尔重量。低密度的轻质冷却剂会导致冷却膜变厚，导致边界层的温度梯度减小和壁面热流降低。Howard 和 Srokowski14在来流马赫数6 的湍流边界层中，对平齐槽缝下游的摩擦阻力和冷却效应进行了测量和分析。研究结果表明，增加槽缝个数会减小表面摩擦阻力，但随着槽数的增加，表面摩阻的减小量会减少。对于给定的总喷射质量，随着槽缝数量从 1 个增加到 4 个，冷却效率逐渐提高。Sahoo 等15研究了空气、二氧化碳和氦气对大钝度球锥的气膜冷却效果，研究结果表明，除驻点外，分子量越轻，冷却效果越好。Keller 等16采用直接数值模拟和实验，研究了多种气体的气膜冷却特性，研究结果表明，氦气和氢气在冷却效率和降低表面摩擦阻力方面表现最好。以往关于质量引射减阻降热特性的研究，多限于平板、球锥等流动较为简单的外形，质量引射区域多集中于飞行器的头部、翼舵前缘等典型部位，且气体模型多采用完全气体。本文选取更加贴近工程实际应用的大后掠三角翼为研究对象，开展了大面积区域质量引射对减阻降热影响的数值模拟研究，对比分析了壁面质量引射在不同飞行高度、来流马赫数、引射流量、引射温度和气体模型条件下对三角翼气动力热特性的影响。此外，针对未来跨域高速飞行器在更泛空域、更宽速域多物理场复杂流动环境下的减阻降热工程需求，本文指出了当前质量引射流动控制在工程应用中存在并亟需解决的问题，明确了后续工程实际中的重点关注方向。60空气动力学学报第41卷 1 控制方程和数值方法 1.1 控制方程在直角坐标下，完全气体的可压缩 Navier-Stokes方程的守恒形式可写为：t+xj(uj)=0t(ui)+xj(uiuj+ijp)=ijxjt(E)+xj(E+p)uj=xj(uiijTxj)(1)Txj其中，、ui、p 和 T 分别表示流体的密度、运动速度、压力和温度；E 为单位体积总能量，ij为黏性应力张量，为热通量。当考虑高温气体效应时，考虑化学反应的 Navier-Stokes 方程如下：(Ys)t+xj(Ysuj)=xj(DsYsxj)+s()t+xj(uj)=0(ui)t+xj(uiuj+ijp)=ijxj(E)t+xj(Huj)=xjijui+Txj+nss=1Dshs(T)Ysxj(2)sE=nss=1Yshs+12(u2+v2+w2)pijij=(uixj+ujxi)23uixjij其中，Ys、Ds、hs和分别为组分 s 的质量分数、质量扩散系数、单位质量的绝对焓和组分 s 的生成率；ns代表组分数；E 和 H 分别为总能量和总焓，其中总能量；表示剪切应力张量，；k 表示流体的热扩散系数；ij为 函数，当i=j 时函数值为1，当ij 时值为0。采用多项式拟合方法来计算比热容和焓：cps=RMs(a1+a2T+a3T2+a4T3+a5T4)(3)hs=RMsT(a1+a22T+a33T2+a44T3+a55T4+a6T)(4)混合气体的定压比热容cp和比焓h 的计算方法如下：cp=nss=1Yscps,h=nss=1Yshs(5)考虑高温气体效应时，利用基于分子动力学理论的拟合式计算组分 s 的黏性系数 s：s=eCsTAslnT+Bs(6)其中 As、Bs和 Cs为组分 s 相应的拟合系数。利用 Wilke 混合定理计算混合气体的黏性系数和热传导系数：=nss=1sXsnsi=1siXi,(s=1,2,ns)(7)k=nss=1ksXsnsi=1siXi,(s=1,2,ns)(8)其中，Xs是组分 s 的摩尔系数，si是配分函数，配分函数可以由下式计算：si=1+(si)12(MiMs)142/8(1+MsMi)12,(s,i=1,2,ns)(9)组分 s 的质量扩散系数 Ds计算方法如下：Ds=1Ys1XsSc,(s=1,2,ns)(10)其中 Sc 是 Schmidt 常数，这里 Sc=0.5。1.2 化学模型设整个化学反应系统由 ns 种组分组成，其化学动力学过程由 nr 个基元反应构成，则该体系的化学反应方程式可表示为nss=1vrsAskfrkbrnss=1vrsAs ,(r=1,2,nr)(11)其中，As为参加化学反应的组分 s，rs和 rs分别为第 r 个化学反应方程式中反应物与生成物的化学计量系数。化学反应源项表示组分 s 在单位时间单位体积内的质量生成率。根据质量作用定律，化学反应速率正比于反应物摩尔浓度的乘积，其幂次等于相应的化学计量数。对于上述 nr 个基元反应，组分 s 的化学反应源项可表达为：s=Msnrr=1(vrsvrs)(RrRr)(12)其中 Rr和 Rr分别表第 r 个基元反应的正反应速率和逆反应速率，其具体形式为：第8期朱广生等：壁面质量引射对高速飞行器减阻降热影响的研究61Rr=kfrnss=1(sMs)vrsnsk=1kMkCrkLr(13)Rr=kbrnss=1(sMs)vrsnsk=1kMkCrkLr(14)nsk=1kMkCrkLr其中，项表征三体碰撞对基元反应的影响，Crk为第 k 种组分在第 r 个反应中作为三体碰撞的碰撞系数。Lr为是否发生三体碰撞反应的控制参数。kfr和 kbr分别为第 r 个化学反应方程式的正向和逆 向 反 应 速 率 常 数。化 学 反 应 速 率 常 数 可 由Arrhenius 公式确定：k=ATbeEaRT(15)其中，A、b 和 Ea为实验拟合系数。在本文算例中，采用 5 组分、6 反应的空气化学模型，化学反应方程如表 1 所示。其中，5 组分分别为 N2、O2、NO、O 和 N，M1、M2 和 M3 为第三体。表 1 5 组分 6 化学反应方程Table 1 6 chemical equations with 5 speciesO2+M1=2O+M1N2+M2=2N+M2N2+N=2N+NNO+M3=N+O+M3NO+O=O2+NN2+O=NO+N 1.3 数值方法采用有限体积法求解三维可压缩 Navier-Stokes方程，无黏通量采用二阶 RoeFDS 格式进行离散，黏性通量采用二阶中心差分格式进行离散，时间推进采用 LU-SGS 隐式方法。计算采用无滑移等温的壁面条件，壁面温度 Tw=1000K。当考虑真实气体的化学非平衡效应时，壁面条件为完全非催化等温壁。1.4 计算模型和状态选 取 平 板 三 角 翼 为 计 算 模 型。该 模 型 长 为4000mm，球头和翼前缘半径均为 30mm，后掠角为75。图 1 为三角翼基本流计算的空间网格拓扑，其中网格流向点数为 251，法向点数为 201，展向点数为 201。壁面法向第一层网格间距为 0.01mm，对应的 y+1。计算状态见表 2。三角翼壁面质量引射区域的示意图，其中背风面无质量引射，迎风面质量引射在端头之后的整个流动区域，如图 2 所示。(a)yxz21(b)yxz(c)yxz图 1 三角翼空间网格拓扑Fig.1 Topology of spatial grid of delta wing表 2 基本流计算状态Table 2 Computation conditions for the base flowH/km Ma/()/()Tw/KTinj/KMFR/(gm2s1)气体模型6020100100010000,5PG5020100100010001,3,10,20PG5020100100010000,5PGRG50201001000500,800,1200,15005PG5010100100010005PG62空气动力学学报第41卷 2 数值计算结果分析 2.1 算例验证选取 Marvin 的尖锥多孔介质质量引射实验17作为算例。Marvin 分别对空气、氩气和氦气在不同引射质量流量下的降热效果进行了对比。实验的来流马赫数为 7.4，来流静温为 69.72K，来流静压为 700.83Pa。壁面采用等温壁，壁面温度为 308.32K。本文采用空气为引射介质，计算了不同吹气分数下的无量纲热流，并与实验结果进行对比验证。从图 3 可以看出，计算结果与实验结果符合良好。1.21.00.80.6q/qref0.40.201.01.52.0 x/L2.53.0EXP-F=0%EXP-F=0.59%EXP-F=1.185%EXP-F=2.08%CFD-F=0%CFD-F=0.59%CFD-F=1.185%CFD-F=2.08%图 3 不同引射质量流量下数值计算与实验测量的结果对比Fig.3 Comparison of numerical and experimental results withdifferent mass fluxes 2.2 高度、马赫数影响图 4 给出了飞行高度 50km，来流马赫数 20，三角翼在无质量引射和引射质量流量为 5g/(m2s)条件下的迎风面摩擦阻力与热流密度分布。由图可以看出，无论是翼前缘还是迎风中心流向涡附近的流动区域，质量引射均可以显著降低壁面的摩擦阻力和热流密度。图 5 给出了飞行高度 50km，来流马赫数 20，三角翼在无质量引射和引射质量流量为 5g/(m2s)条件下，迎风中心线上的流向速度沿壁面法向的分布。可以看出，质量引射使当地的边界层厚度增大。对于近壁面相同的法向距离，流向速度在质量引射条件下更小。图 6 给出了迎风面 x=2850mm、z=350mm 位置，在不同高度、来流马赫数、有无质量引射条件下，迎风面的流向速度和温度沿壁面法向的分布。可以看出，壁面质量引射使边界层抬升，该位置处的速度边界层和温度边界层变厚，速度梯度和温度梯度减小，使得当地的摩擦阻力减小，热流密度降低。由图yxz质量引射区域图 2 三角翼引射区域示意图Fig.2 Schematic diagram of mass injection zone of delta wingx/mmz/mm01000200030004000120080040004008001200 x/mmz/mm0100020003000400012008004000400800120000.0010.0020.0030.0040.005MFR=0 g/(m2s)MFR=5 g/(m2s)MFR=0 g/(m2s)MFR=5 g/(m2s)02505007501000qw/(kWm2):Cf:图 4 有无质量引射条件下迎风面的摩擦阻力与热流密度分布Fig.4 Distributions of skin friction and heat flux on windwardface with and without mass injectionx/mmy/mm3550 3600 3650 3700 3750 3800 3850 3900 3950100500501000 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20Ma:图 5 有无质量引射条件下迎风中心线上的流向速度沿壁面法向分布Fig.5 Distributions of streamwise velocity at the centerline ofwindward face along the wall-normal direction with and withoutmass injection第8期朱广生等：壁面质量引射对高速飞行器减阻降热影响的研究63还可以看出，高度越高，马赫数越低，质量引射的减阻降热效果最好。2.3 引射流量影响图 7 给出了飞行高度 50km，来流马赫数 20，迎风面 x=2850mm、z=350mm 位置，在不同引射流量条件下的流向速度和温度沿壁面法向的分布。由图可以看出，引射的质量流量越大，速度边界层和温度边界层越厚，速度梯度和温度梯度越小，减阻和降热的效果越明显。当引射的质量流量为 20g/(m2s)时，该站位处的流向速度剖面与其他引射流量下速度剖面的分布特征存在显著的差异，当引射的质量流量较大时，可使近壁处的流向速度大大减小。图 8 和图 9 分别为不同引射质量流量条件下，展向 z=0、500mm 位置处的摩擦阻力与热流密度沿流向分布。由图可以看出，无论是展向位置z=0mm 还是 z=500mm，引射的质量流量越大，摩擦阻力和热流密度越小。图 10 对比了质量流量分别为 5、20g/(m2s)时的迎风面摩擦阻力与热流密度分布。由图可以看出，当质量流量增大至 20g/(m2s)时，相对于质量流量5g/(m2s)条件，摩擦阻力和热流密度在迎风面大面积区域已经非常小，最下游处的摩擦阻力和热流密度甚至接近于 0。图 11 给出了三角翼在飞行高度 50km，来流马赫数 20 条件下的升阻比随引射质量流量的分布。由图可以看出，升阻比随着引射质量流量的增大而增大，且升阻比与引射质量流量基本呈线性关系。2.4 引射温度影响图 12 给出了飞行高度 50km，来流马赫数 20，三角翼迎风面 x=2850mm、z=350mm 位置，在不同引u/Uy/mm00.10.20.30.40.50.60.70.80.91.005101520253035404550y/mm05101520253035404550H60M20_NoInjectionH60M20_InjectionH50M20_NoInjectionH50M20_InjectionH50M10_NoInjectionH50M10_InjectionT/T0246810121416182022H60M20_NoInjectionH60M20_InjectionH50M20_NoInjectionH50M20_InjectionH50M10_NoInjectionH50M10_Injection图 6 迎风面x=2850 mm、z=350 mm 位置处的流向速度和温度沿壁面法向分布Fig.6 Distributions of streamwise velocity and temperatureat x=2850 mm and z=350 mm of windward facealong the wall-normal directionMFR=0 g/(m2s)MFR=1 g/(m2s)MFR=3 g/(m2s)MFR=5 g/(m2s)MFR=10 g/(m2s)MFR=20 g/(m2s)MFR=0 g/(m2s)MFR=1 g/(m2s)MFR=3 g/(m2s)MFR=5 g/(m2s)MFR=10 g/(m2s)MFR=20 g/(m2s)u/Uy/mm00.10.20.30.40.50.60.70.80.91.005101520253035404550y/mm05101520253035404550T/T246810121416182022图 7 迎风面x=2850 mm、z=350 mm 位置在不同质量流量下的流向速度和温度沿壁面法向分布Fig.7 Distributions of streamwise velocity and temperatureat x=2850 mm and z=350 mm of windward face along thewall-normal direction with various mass flux64空气动力学学报第41卷射温度条件下的流向速度和温度沿壁面法向的分布。可以看出，引射气体的温度越高，速度边界层越厚，速度梯度越小，减阻效果越明显。相对于速度分布，不同引射温度下的温度剖面在近壁处差异较小，降热效果不显著。图 13 和图 14 分别为不同引射温度条件下，展向z=0、500mm 位置处的摩擦阻力与热流密度沿流向分布。由图可以看出，引射温度对三角翼迎风面上游的摩擦阻力与热流密度基本无影响，引射温度更多的是对三角翼下游的摩阻和热流产生影响。图 15 对比了质量引射温度分别为 500、1500K下的迎风面摩擦阻力与热流密度分布。由图可以看出，质量引射温度的改变对三角翼迎风面的摩擦阻力和热流密度影响的差异相对较小。通过对比引射流量和引射温度对三角翼迎风面摩阻和热流的影响，可以看出引射流量的改变对于减阻降热的效果更为显著。x/mmcf500100015002000250030003500400000.0010.0020.0030.0040.005z=500 mmz=0 mmMFR=0 g/(m2s)MFR=1 g/(m2s)MFR=3 g/(m2s)MFR=5 g/(m2s)MFR=10 g/(m2s)MFR=20 g/(m2s)图 8 不同引射质量流量条件下，展向z=0、500 mm 位置处的摩擦阻力沿流向分布Fig.8 Distributions of skin friction on windward face atspanwise positions of z=0,500 mm along the streamwisedirection with different mass fluxqw/(kWm2)0100200300400500 x/mm5001000150020002500300035004000z=500 mmz=0 mmMFR=0 g/(m2s)MFR=1 g/(m2s)MFR=3 g/(m2s)MFR=5 g/(m2s)MFR=10 g/(m2s)MFR=20 g/(m2s)图 9 不同引射质量流量条件下，展向z=0、500 mm 位置处的热流密度沿流向分布Fig.9 Distributions of heat flux on windward face at spanwisepositions of z=0,500 mm along the streamwise direction withdifferent mass fluxx/mmz/mm01000200030004000120080040004008001200MFR=5 g/(m2s)MFR=20 g/(m2s)x/mmz/mm01000200030004000120080040004008001200MFR=5 g/(m2s)MFR=20 g/(m2s)00.0010.0020.0030.0040.005cf:02505007501000qw/(kWm2):图 10 不同引射质量流量下的迎风面摩擦阻力与热流密度分布对比Fig.10 Comparisons of skin friction and heat flux on windwardface with different mass fluxL/D024681012141618203.33.43.53.63.73.83.94.0MFR图 11 三角翼升阻比随引射质量流量的变化Fig.11 Variations of lift-drag ratio of delta wing with mass flux第8期朱广生等：壁面质量引射对高速飞行器减阻降热影响的研究65 2.5 高温效应的影响图 16 为飞行高度 50km，来流马赫数 20，质量流量 5g/(m2s)条件下，采用不同的气体模型得到的三角翼迎风面摩擦阻力与热流密度分布。当考虑高温气体的化学非平衡效应后，三角翼迎风面的摩擦阻力与热流密度相对于完全气体结果是略微增大的，化学Tinj=500 KTinj=800 KTinj=1000 KTinj=1200 KTinj=1500 KTinj=500 KTinj=800 KTinj=1000 KTinj=1200 KTinj=1500 Ku/Uy/mm00.20.40.60.81.00510152025303540y/mm05101520253035404550T/T0246810121416182022图 12 迎风面x=2850 mm、z=350 mm 位置在不同引射温度下的流向速度和温度沿壁面法向分布Fig.12 Distributions of streamwise velocity and temperature atx=2850 mm and z=350 mm of windward face along the wall-normal direction with different injection temperaturesx/mmcf500100015002000250030003500400000.0010.0020.0030.0040.005z=500 mmz=0 mmTinj=500 KTinj=800 KTinj=1000 KTinj=1200 KTinj=1500 K图 13 不同质量引射温度条件下，展向z=0、500 mm 位置处的摩擦阻力沿流向分布Fig.13 Distributions of skin friction on windward face atspanwise positions of z=0 mm and z=500 mm along thestreamwise direction with different injection temperaturesqw/(kWm2)0100200300400500 x/mm5001000150020002500300035004000z=500 mmz=0 mmTinj=500 KTinj=800 KTinj=1000 KTinj=1200 KTinj=1500 K图 14 不同质量引射温度条件下，展向z=0、500 mm 位置处的热流密度沿流向分布Fig.14 Distributions of heat flux on windward face at spanwisepositions of z=0,500 mm along the streamwise direction withdifferent injection temperaturesx/mmz/mm01000200030004000120080040004008001200 x/mmz/mm01000200030004000120080040004008001200Tinj=500 KTinj=1500 KTinj=500 KTinj=1500 K00.0010.0020.0030.0040.00502505007501000qw/(kWm2):C:图 15 不同质量引射温度下迎风面的摩阻与热流密度对比Fig.15 Comparisons of skin friction and heat flux on windwardface with different injection temperature66空气动力学学报第41卷非平衡效应使质量引射的减阻降热效果减弱。图 17 给出了三角翼迎风面 x=2850mm、z=350mm 位置在不同气体模型下的流向速度和温度沿壁面法向的分布。可以看出，高温气体的化学非平衡效应导致流向速度梯度增大，温度梯度减小。通过图 16 中完全气体和真实气体条件下的热流密度对比，当考虑真实气体效应后，相对于温度分布，热传导系数对于质量引射降热效果的影响更为显著。图 18 为考虑化学非平衡效应后，在无质量引射和引射质量流量为 5g/(m2s)条件下，空气离解后各组分浓度在展向 z=0mm 截面的空间分布。由图可x/mmz/mm01000200030004000120080040004008001200PGRGPGRGx/mmz/mm0100020003000400012008004000400800120000.0010.0020.0030.0040.00502505007501000qw/(kWm2):Cp图 16 完全气体与真实气体条件下的迎风面摩擦阻力与热流密度对比Fig.16 Comparisons of skin friction and heat flux on windwardface with perfect gas and real gas modelsNoInjection_PGNoInjection_RGInjection_PGInjection_RGNoInjection_PGNoInjection_RGInjection_PGInjection_RGy/mm05101520253035404550u/U00.10.20.30.40.50.60.70.80.91.0T/T246810121416182022图 17 迎风面x=2850 mm、z=350 mm 位置在不同气体模型下的流向速度和温度沿壁面法向分布Fig.17 Distributions of streamwise velocity and temperature atx=2850 mm and z=350 mm of windward face along the wall-normal direction with different gas modelsx/mmz/mm0100020003000400030003006009000.010.040.070.100.130.16N:NoInjectionx/mmz/mm0100020003000400030003006009000.010.040.070.100.130.16N:Injectionx/mmz/mm0100020003000400030003006009000.010.040.070.100.130.16O:NoInjectionx/mmz/mm0100020003000400030003006009000.010.040.070.100.130.16O:Injection第8期朱广生等：壁面质量引射对高速飞行器减阻降热影响的研究67以看出，N2分子、O2分子和 NO 分子在三角翼上游处的组分浓度较小，随着向下游发展，N2分子和 O2分子的浓度逐渐增大。与之相反，N 原子和 O 原子在三角翼上游处的组分浓度则较大，随着向下游发展，N 原子和 O 原子的组分浓度均减小。考虑高温气体化学非平衡效应后，相对于无引射，质量引射条件下迎风面和背风面边界层内的 N 原子和 O 原子浓度均要小。质量引射下产生的 NO 分子浓度在背风面比无引射的大，在迎风面则比无引射的小。相对于无引射条件，质量引射下迎风面和背风面边界层内的N2分子浓度均更高，而 O2分子浓度在迎风面边界层内高，在背风面边界层内低。图 19 给出了飞行高度 50km，来流马赫数 20，三角翼迎风面 x=2850mm、z=350mm 位置，在无质量引射和引射质量流量为 5g/(m2s)条件下，考虑高温气体的化学非平衡效应后不同气体组分沿壁面法向的分布。由图可以看出，边界层内空气离解的产物主要为 O 原子和 NO 分子，N 原子的浓度非常小。当考虑高温气体效应后，无论是 N 原子、O 原子还是NO 分子，质量引射条件下的各组分浓度在近壁区比无引射的低，随着远离壁面，质量引射条件下的组分浓度更高。N2分