張杰 肖鋒 黃偉 顏力 孟玉珊

摘 要： 熱防護技術(shù)是高超聲速飛行器面向工程實際應(yīng)用時必須要解決的關(guān)鍵技術(shù)之一。 為實現(xiàn)更有效的減阻防熱， 學者們提出了多種熱防護方案， 其中迎風凹腔及其組合方式是最有效、 最有發(fā)展前景的主動熱防護方案之一。 本文介紹了單一迎風凹腔及其與逆向射流、 能量沉積、 發(fā)散冷卻等組合方案的作用機理并總結(jié)歸納了其研究現(xiàn)狀。 最后提出了對未來的展望， 尤其是跟進并創(chuàng)新已有組合方案， 并進行更多地面試驗佐證數(shù)值模擬結(jié)果， 以期早日應(yīng)用于工程實際。

關(guān)鍵詞：減阻; 防熱; 迎風凹腔; 逆向射流; 能量沉積; 高超聲速飛行器; 熱防護技術(shù)

中圖分類號：V211.3?? 文獻標識碼：??? A?? 文章編號：1673-5048（2021）04-0016-08

0 引? 言

近年來， 高超聲速飛行器以其強突防能力、 快速反應(yīng)能力與高飛行速度等特點， 日益成為世界各航空航天大國竟相發(fā)展的目標。 不論在軍事領(lǐng)域還是民用范疇， 高超聲速飛行器都極具發(fā)展?jié)摿蛻?yīng)用前景。 因其長時間高馬赫數(shù)飛行， 嚴酷的氣動熱環(huán)境成為高超聲速飛行器設(shè)計過程中一個無法回避的問題， 熱防護技術(shù)直接關(guān)系到飛行器的飛行安全， 也是決定高超聲速飛行器能否應(yīng)用于工程實際的關(guān)鍵[1-2]。

飛行器在高超聲速狀態(tài)下作業(yè)時， 除受摩擦阻力外， 還會受到弓形激波壓縮產(chǎn)生的阻力， 可占全部阻力的50%以上， 而且該比重隨來流馬赫數(shù)的擴大持續(xù)增長， 這將嚴重影響飛行器的氣動性能， 加大燃料消耗， 減少有效載荷， 因此減小波阻的重要性不言而喻[3-4]。 由于氣體粘性阻滯作用， 飛行器壁面熱流激增使得壁面溫度升高， 尤其以頭部最為顯著， 高溫高壓的氣體通過機體外殼傳熱至內(nèi)部， 影響飛行器內(nèi)各類電子設(shè)備工作性能甚至導(dǎo)致其失效[5]。 Huang[6]給出了三種典型再入飛行器的熱流對比， 如圖1所示， 可以直觀看出峰值熱流約為500 kW/m2， 且大多數(shù)時間熱流強度不低于100 kW/m2。

面對如此強大的氣動阻力以及嚴峻的氣動加熱現(xiàn)象， 設(shè)計出能有效保護飛行器表面的減阻防熱系統(tǒng)至關(guān)重要。 近年來， 國內(nèi)外學者提出許多主動冷卻方法如逆向射流[7]、 加裝減阻桿[8]、 迎風凹腔[9]、 能量沉積[10]及許多組合方式來實現(xiàn)減阻防熱功能。 這類主動冷卻方法主要通過噴射冷卻工質(zhì)或者設(shè)計特定機械結(jié)構(gòu)， 加裝減阻設(shè)備等方式改變鼻錐繞流流場以實現(xiàn)減阻防熱目的。 其中， Knight[11]對能量沉積方案減阻防熱的研究進展進行了全面總結(jié)， 但此方法仍停留在理論階段， 工程應(yīng)用存在困難。 Ahmed等[12]對高超聲速飛行器加裝減阻桿實現(xiàn)減阻防熱方案的研究進展進行了系統(tǒng)總結(jié)， 指出了減阻桿會破壞氣動外形等一些問題， 并相應(yīng)提出研究展望。 進而， Huang等[13]也分別對減阻桿及其組合體、 逆向射流及其組合體[6]在超/高超聲速氣流中的減阻防熱研究進展進行了比較系統(tǒng)的總結(jié)。

迎風凹腔構(gòu)型自提出以來， 學者們做了很多研究與試驗。 本文對迎風凹腔及其組合體構(gòu)型的研究現(xiàn)狀進行總結(jié)歸納， 主要分為迎風凹腔單一構(gòu)型和組合體兩部分， 組合體部分包括逆向射流、 能量沉積、 發(fā)散冷卻與迎風凹腔的組合方式。 本文介紹了單一構(gòu)型和組合體的作用機理和國內(nèi)外研究進展， 包括數(shù)值模擬和地面試驗研究。 最后對主要組合方式的優(yōu)勢與研究中存在的問題進行了總結(jié)， 并對未來的發(fā)展進行了展望。

1 單一迎風凹腔

1.1 結(jié)構(gòu)來源及基本原理

1922年， Hartmann[14]發(fā)現(xiàn)將迎風凹腔置于高超聲速流場中， 會發(fā)出高強度、 不連續(xù)的聲音， 可以將其作為聲源裝置， 其目的并非應(yīng)用于高超聲速鈍頭體頭部的減阻防熱。 隨后， 將其應(yīng)用于熱防護方案的構(gòu)想在20世紀50年代由Burbank等[15]提出， 并成為最受關(guān)注的減阻防熱方案之一， 其結(jié)構(gòu)示意圖見圖2。 圖中直觀展示了在飛行器頭部設(shè)置的軸對稱迎風凹腔， 與高超聲速來流正對， 與鼻錐同軸。 就腔體而言， 整體構(gòu)成比較簡單， 僅有一圓形底面及一圈側(cè)壁面， 側(cè)壁前端與鼻錐外壁面相接處為唇口。 因此， 凹腔底壁直徑（D）和側(cè)壁長度（L）是值得關(guān)注并開展研究的結(jié)構(gòu)參數(shù)變量。

高超聲速來流在凹腔中產(chǎn)生震蕩， 來流的能量通過震蕩耗散從而降低飛行器的表面熱流。 陸海波等人曾具體分析其作用機理， 簡要總結(jié)如下： 由于凹腔的振蕩特性， 激波處于凹腔唇口上游的某個位置， 并不斷震動。 此時， 就會存在兩種情況： 一是激波靠近腔體， 二是激波遠離腔體。 第一種情況下， 弓形激波愈發(fā)靠近鼻錐， 激波壓縮加劇， 波后流體馬赫數(shù)降低， 溫度上升， 真實氣體定壓比熱上升， 在總焓值不變的條件下， 波后流體的滯止溫度下降， 其攜帶的能量也隨之減少， 從而減小了頭部的氣動加熱。 與之相反的第二種情況下， 雖然滯止溫度上升， 但由于激波遠離腔體， 下游氣體會補充到兩者之間， 起到兩個作用： 第一， 該部分氣體總溫比波后流體低， 起到一定的冷卻降溫作用， 減小唇口燒蝕程度; 第二， 導(dǎo)致流動分離形成回流區(qū)。 這兩點保護了鼻錐表面， 降低了鼻錐滯止區(qū)域的氣動加熱[17]。

Johnson[18]研究了迎風凹腔的流場分布， 發(fā)現(xiàn)該流場具有顯著的非定常性， 這一結(jié)論也在后人的試驗[19]中得到了驗證。 圖3所示的激波紋影圖像， 可以明顯觀察到激波的前后往復(fù)運動。

Hartmann[14]通過試驗方法研究了迎風凹腔流動的振蕩特性， 之后很多學者也通過數(shù)值方法對此特性開展了相關(guān)性研究， 探究其影響因素。 對于淺腔， 引發(fā)流動震蕩的是自由來流的噪聲， 且整體流動對來流擾動非常敏感， 但是對于高超聲速流場中的深腔， 流動自發(fā)振蕩。 其不但增加了流場預(yù)測的難度， 而且也會引發(fā)結(jié)構(gòu)震動從而導(dǎo)致控制困難， 這也是凹腔結(jié)構(gòu)的一個顯著缺點， 高速飛行下的操控靈敏性降低可能會埋下隱患。 這一減阻防熱方案會在凹腔唇口產(chǎn)生嚴重的燒蝕， 但這種燒蝕也遠低于原始駐點處的燒蝕程度， 其結(jié)構(gòu)簡單、 效果顯著， 引起了許多學者的關(guān)注與研究。 采用迎風凹腔結(jié)構(gòu)可以獲得一定防熱效果， 但不一定能夠獲得減阻效果， 且迎風凹腔的冷卻效果也并沒有達到單一結(jié)構(gòu)應(yīng)對極端加熱條件的程度， 因此需要研究更多的組合構(gòu)型。

1.2 研究進展

自迎風凹腔構(gòu)型被提出以來， 國內(nèi)外學者對這一構(gòu)型開展了廣泛的試驗與數(shù)值研究， 尤其是20世紀末， 其試驗愈發(fā)增多。 Yuceil等[20]通過紅外攝像儀對比發(fā)現(xiàn)， 相較于無腔體結(jié)構(gòu)的球形鼻錐， 有凹腔結(jié)構(gòu)的鼻錐在唇口的溫度更低， 并稱其為“冷環(huán)”。 而后又對球頭圓柱進行風洞試驗[21-22]， 將 L/D=0.4作為淺腔與深腔的分界線， L/D=0.7作為深腔與更深腔的分界線， 試驗發(fā)現(xiàn)當長徑比值為2時整體流場穩(wěn)定且防熱效果最突出。 對于淺腔而言， 鼻區(qū)附近Δφ=5°～6°范圍內(nèi)存在“冷環(huán)”結(jié)構(gòu)， 而且非常穩(wěn)定， 隨著長徑比增大至大于0.5時， “冷環(huán)”開始消失。 Engblom等[23-24]提出對尖唇口鈍化處理可消除原先唇口處的回流， 減少產(chǎn)熱，? 并且當凹腔長徑比大于2時， 由于深腔的自振蕩效應(yīng)， “冷環(huán)”現(xiàn)象重現(xiàn)且更為明顯。

Saravanan等[19]對導(dǎo)彈外形試驗件展開了在來流條件為馬赫數(shù)8情況下的減阻防熱性能探究試驗， 試驗裝置示意如圖4所示。 研究中， 采用一個無量綱參數(shù)——斯坦頓數(shù)St沿壁面的分布來表征壁面熱流分布。 通過試驗對比， 迎風凹腔構(gòu)型的壁面最大傳熱率可降低35%， 甚至更多。 在減阻方面， 正對來流情況下， 當長徑比為4時， 阻力下降5.12%， 但當該值為2時， 阻力卻增加了， 這證明迎風凹腔可以有效防熱， 但減阻效果并不穩(wěn)定， 甚至會加阻。 同時， 在試驗中還發(fā)現(xiàn)唇口壓強存在著類似正弦分布的震蕩現(xiàn)象， 這也驗證了流場的非定常性。 進一步的， 在后續(xù)的工作過程中， 使用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格在穩(wěn)態(tài)情況下對凹腔直徑6 mm和12 mm的模型進行數(shù)值模擬。 根據(jù)仿真結(jié)果顯示， 表面熱流分布和試驗吻合得較好， 但是壓強與阻力系數(shù)的結(jié)果差強人意。 文中還指出， 結(jié)合有限體積方法和有限差分方法， 可以更快速地仿真出全流場的準確信息。

陸海波等[25-26]根據(jù)前人的研究工作， 采用數(shù)值模擬方法繼續(xù)深入研究此迎風凹腔構(gòu)型， 這也為之后研究逆向射流與迎風凹腔組合體減阻防熱方案打下了堅實的基礎(chǔ)。 使用三維結(jié)構(gòu)網(wǎng)格， 引入k-ε湍流模型， 進行穩(wěn)態(tài)假設(shè)， 對比了無凹腔、 凹腔半徑6 mm及凹腔半徑12 mm三種情況下的馬赫數(shù)云圖以及溫度云圖（見圖5）， 從圖中也可以觀察到唇口的冷環(huán)現(xiàn)象。

Ladoon等[27]繼續(xù)完善前人對振蕩特性的研究， 設(shè)計了可變深度的凹腔構(gòu)型， 借助激光對比研究淺腔與深腔的不同特性， 并給出穩(wěn)定振蕩下長徑比的取值。 該方法在后來學者的研究中得以復(fù)現(xiàn)[28]， 證明長徑比在一定程度上可以表征振蕩阻尼， 是影響振蕩衰減率的重要參量。

Silton等[29-30]用冰制作了大量直徑不同、? 長徑比不同的模型， 用以研究前緣凹腔減緩燒蝕的效應(yīng)， 指出加長凹腔深度或者鈍化唇口半徑都可以延緩鼻區(qū)燒蝕， 并給出了一個最佳的構(gòu)型以供參考。 與此同時， 對唇口鈍化的模型進行了數(shù)值模擬， 結(jié)果吻合較好， 指出利用前緣鈍化方法， 可以達到材料的均勻燒蝕。

很長一段時間內(nèi)， 學者們專注于對工作參數(shù)的研究， 近些年有學者開始將目光轉(zhuǎn)向凹腔的結(jié)構(gòu)參數(shù)， 對于傳統(tǒng)的迎風凹腔構(gòu)型提出了創(chuàng)新。 Yadav等[31]在球頭圓柱的頭部加入了一個很淺的拋物線形迎風凹腔， 如圖6所示。 數(shù)值模擬結(jié)果表明， 此拋物形凹腔越深， 整體減阻防熱效果越好， 但這個結(jié)果是建立在唇口加熱加劇的基礎(chǔ)上， 因此， 就設(shè)計更有效減阻防熱構(gòu)型的角度而言， 該嘗試不算成功， 但為學者們提供了一種新的思路， 極具參考價值。 之后， 孫喜萬[32]提出了一種基于近似最大推力噴管的新迎風凹腔構(gòu)型， 并對其減阻防熱性能開展了數(shù)值模擬， 證明相比原先構(gòu)型， 新的迎風凹腔構(gòu)型在減阻防熱方面的性能確有提升。

總體而言， 迎風凹腔是結(jié)構(gòu)最為簡單的主動熱防護方案， 不必額外加裝裝置， 不需要儲存冷卻工質(zhì)， 也不需要設(shè)計噴流裝置或者發(fā)汗流道等， 只需改變前緣的結(jié)構(gòu)。 但凹腔流場的非定常性以及腔內(nèi)的震蕩是很明顯的缺點， 在應(yīng)用時必須考慮好通過何種方式穩(wěn)定前緣受力， 不能放大凹腔對操作靈敏性的影響。 同時， 對于凹腔的研究可以繼續(xù)考慮如何控制或者利用這種振蕩的特性， 以及如何處理在有攻角情況下， 凹腔對氣動力的影響。

2 組合構(gòu)型

目前的減阻防熱方案可以根據(jù)其是否可控分為兩大類， 即被動熱防護方法和主動減阻防熱方法[33]。 被動熱防護方法是通過耐熱材料或燒蝕材料達到防熱目的， 其發(fā)展主要依托新材料的研究[34]。 主動減阻防熱方法則是向飛行器前緣流場注入冷卻工質(zhì)或設(shè)計特定的結(jié)構(gòu)， 以改變飛行器頭部繞流流場， 降低飛行器頭部壁面熱流達到熱防護目的， 具體可劃分為三類： 加注工質(zhì)的流體方法， 包括逆向射流、 發(fā)散冷卻等; 加裝裝置或改造頭部構(gòu)型的結(jié)構(gòu)方法， 如減阻桿、 迎風凹腔等; 來流高能的能量沉積方法。 盡管單一原理的方案有巨大的應(yīng)用前景， 但是將多種機理結(jié)合起來， 會起到揚長避短的效果， 因此， 取主動減阻防熱方法中的兩類方法與迎風凹腔結(jié)構(gòu)組合， 即可形成如下三種組合構(gòu)型。

2.1 迎風凹腔和逆向射流組合體

逆向射流這種減阻防熱方案的提出旨在解決一些熱防護系統(tǒng)不能重復(fù)利用、 無法為高超聲速飛行器提供長期有效保護的問題[35]。 使用鈍頭體前端逆向噴流的方法可以顯著減小飛行器頭部的熱載荷和阻力。 圖7所示為迎風凹腔與逆向射流組合構(gòu)型[36]。 就理論分析而言， 逆向射流可避免凹腔內(nèi)部流場振蕩， 凹腔反之也能起到降低流場穩(wěn)定臨界射流總壓， 提高射流效能的作用[16]， 兩者可以很好互補。 組合構(gòu)型在實際運行時可分階段工作， 低馬赫時不開啟逆向射流， 僅使用凹腔結(jié)構(gòu)， 而高馬赫時逆向射流也加入工作， 進一步提升減阻防熱的功效， 從而有效保護飛行器[37]。

陸海波等[38]在研究不同參數(shù)對此構(gòu)型減阻防熱效能的影響之后，提出了迎風凹腔和逆向射流組合減阻防熱方案， 圖8為數(shù)值模擬下的部分流場圖。? 當凹腔長度足夠大時， 整個腔體類似一根加速噴管， 基于此腔體內(nèi)部

構(gòu)型進行設(shè)計優(yōu)化， 起到減小激波損失加速射流， 提高效能的作用。 作者也進行了與之匹配的試驗， 結(jié)合對比試驗的紋影圖， 發(fā)現(xiàn)激波位置吻合較好， 整體結(jié)構(gòu)完整。

Bibi等[39]研究了自由來流為馬赫數(shù)3.98條件下， 一種帶張角前置凹腔的幾何尺寸對半球體逆向射流減阻效果的影響， 發(fā)現(xiàn)使用帶張角前置凹腔的逆向射流比簡單的逆向射流可以獲得更好的減阻效果， 其研究的凹腔模型如圖9所示。

Sun等[40]對圓柱形迎風凹腔進行了改進， 提出了一種拋物線形凹腔， 研究在自由來流為馬赫數(shù)7.96條件下， 拋物線形凹腔與逆向射流結(jié)合的方法對鼻錐體的降熱效果， 得到采用拋物線形凹腔比圓柱形凹腔降熱效果更好的結(jié)論。 Sudarshan等[41]利用圖10所示的對比模型， 在相同試驗條件下也證實了這個結(jié)論的正確性。

Zhang等[42]研究了自由來流為馬赫數(shù)3.98的條件下， 迎風凹腔結(jié)合周期射流對鼻錐表面減阻防熱效果的瞬態(tài)特征， 得出結(jié)論： 迎風凹腔的尺寸L/D=1.33時， 周期性射流可獲得最好減阻效果; 當L/D=1.25 時， 則可獲得最好的降熱效果。

總體而言， 該組合體可以顯著減小鼻錐體的阻力和表面熱流， 提高飛行器的控制性能， 同時使用小的噴流總壓有利于節(jié)省噴流能量， 提高噴流效率。 此外， 對于凹腔的結(jié)構(gòu)參數(shù)（如凹腔長度、 出口直徑、 初始膨脹半徑、 唇口鈍化半徑、 整體構(gòu)型等）與逆向射流的工作參數(shù)（如周期、 波形、 振幅等）改變， 一定程度上也會影響組合構(gòu)型的減阻防熱水平， 都可以進行進一步的數(shù)值模擬以及試驗研究。

2.2 迎風凹腔和能量沉積組合體

相較于迎風凹腔與逆向射流的組合構(gòu)型， 對能量沉積的研究就少很多， 其中一個原因是能量沉積方式在工程實現(xiàn)確實有難度， 但技術(shù)的實現(xiàn)需要契機， 這里簡單介紹下能量沉積[43]。

如圖11所示， 點爆炸波造成的負壓區(qū)使弓形激波變形， 并引起滯止點附近橫向流動， 將滯止位置的空氣引向周圍， 形成低密度通道。 具體而言， 在飛行器上游點爆炸瞬間形成的高壓， 極熱氣體會突然膨脹， 從而通過爆炸波將周圍的介質(zhì)推開。 在介質(zhì)中這種局部“爆炸狀”行為的清除作用會形成一個非常熱、 低壓和低密度的氣泡區(qū)域， 當被下游對流時， 氣泡會繼續(xù)膨脹[44]。 當此波與高超聲飛行器之前的現(xiàn)有弓形激波相互作用時， 激波下游的高壓空氣在低密度氣泡內(nèi)膨脹。 另外， 氣泡內(nèi)部的高溫還具有將局部馬赫數(shù)降低到亞聲速值的作用。 最終， 駐點區(qū)周圍的壓力場達到較低穩(wěn)定的水平。 自上游到下游形成錐形或拋物形激波、 超聲速流、 弓形激波、 亞聲速流、 再附激波的結(jié)構(gòu)。 能量沉積的脈沖重復(fù)產(chǎn)生了更復(fù)雜的流場結(jié)構(gòu)， 該結(jié)構(gòu)取決于能量水平、 重復(fù)頻率、 脈沖持續(xù)時間和沉積位置[45]。

Bazyma等[46]研究了在自由來流為馬赫數(shù)3的條件下， 改變能量源的工作參數(shù)， 包括能量密度及能量形狀等， 研究其對組合體方案的減阻防熱性能的影響。 根據(jù)結(jié)果顯示， 使用高頻的能量源甚至能夠抹去凹腔內(nèi)振蕩的變化， 將類似壓強的環(huán)境參數(shù)控制為一個定值， 較之于單一構(gòu)型， 組合方案似乎更為受控。 除此之外， 能量源的形狀也對減阻效能有影響， 其中球形的表現(xiàn)最佳， 如圖12所示。

2.3 迎風凹腔和發(fā)散冷卻組合體

發(fā)散冷卻[47]是一種極具潛力的主動熱防護方式， 有很多優(yōu)點， 如冷卻能力強、 冷卻工質(zhì)用量小、 穩(wěn)定性高等， 但學者們通過數(shù)值模擬和試驗研究， 發(fā)現(xiàn)鼻錐模型表面極不均勻的壓力和溫度分布， 使得冷卻劑不易從駐點處流出， 從而達不到駐點處冷卻的目的[48]。 為提高駐點冷卻效率， 已有的直接優(yōu)化方法提升并不明顯， 因此， 在發(fā)散冷卻的基礎(chǔ)上尋求其他冷卻結(jié)構(gòu)的組合勢在必行。

除常見組合構(gòu)型， 近些年也出現(xiàn)一些較為新穎的組合結(jié)構(gòu)， 比如氣膜-發(fā)散冷卻[49]和逆噴-發(fā)散冷卻[50]等， 能明顯改善局部冷卻效果， 已成為近幾年的研究熱點， 同樣迎風凹腔作為一種針對飛行器頭部駐點區(qū)域防熱卓有成效的方案， 自然也和發(fā)散冷卻存在著很強的互補性。 凹腔結(jié)構(gòu)可以有效降低駐點處的熱流， 解決發(fā)散冷卻中存在的頑疾問題; 而發(fā)散冷卻可以顯著擴大熱防護的范圍， 使凹腔防熱不僅僅局限于頭部駐點區(qū)域。

欒蕓等[51]提出一種新型冷卻結(jié)構(gòu)： 凹腔-發(fā)散組合冷卻， 結(jié)合了迎風凹腔結(jié)構(gòu)與發(fā)散冷卻， 在上述機理的作用下， 取長補短。 圖13是楔形鼻錐凹腔-發(fā)散冷卻結(jié)構(gòu)示意圖， 在鼻錐的駐點區(qū)域切割出不可滲透的迎風凹腔結(jié)構(gòu)， 而多孔的發(fā)散面就是在迎風凹腔的側(cè)壁面， 冷卻劑通入多孔材料中， 完成組合達到防熱的目的。

文獻[51]還將單獨發(fā)散冷卻、 單獨迎風凹腔以及組合構(gòu)型分別與純鼻腔進行冷卻效果對比， 對比結(jié)果如圖14所示， 可以看出， 迎風凹腔發(fā)散冷卻組合構(gòu)型結(jié)合了兩者的優(yōu)點， 不僅可以提高駐點處的冷卻效果， 還能使鼻錐處降溫， 是一種高效的新型熱防護方式。 相較于另外兩種組合體的研究歷程， 發(fā)散冷卻與迎風凹腔結(jié)合的方法無疑是最短的， 但試驗與數(shù)值模擬結(jié)果都不豐富， 其組合的合理性需要進一步深入探究。

3 構(gòu)型評價及未來展望

高超聲速飛行器熱防護技術(shù)直接關(guān)系到飛行器的飛行安全， 高效的減阻防熱方案亟待解決。 新材料的研發(fā)能直接提升飛行器的防熱性能， 此外， 新型熱防護技術(shù)的研究與組合方案的提出愈顯重要。

基于上述對迎風凹腔系列方案的介紹， 簡要總結(jié)這些思路的優(yōu)缺點。 迎風凹腔這一方案的提出極大簡化了減阻防熱方案的復(fù)雜度與可實現(xiàn)難度， 相較于其他方案， 不需要預(yù)留通道， 不需要攜帶工質(zhì)， 也不會導(dǎo)致前緣尖端存在極端熱環(huán)境， 當然凹腔流動振蕩導(dǎo)致前緣受力的不穩(wěn)定以及相對較弱的冷卻能力是其不足之處。

而三種組合方案都克服了凹腔本身的一些缺點， 有其各自的長處。 與逆向射流的組合方案， 凹腔提高了射流效能， 能獲得更好的防熱效果， 同時射流避免凹腔內(nèi)部流場振蕩。 總體而言， 兩種方案相輔相成， 有很強的可行性與實用性。 與能量沉積的組合方案， 高頻的能量源能夠抹去凹腔內(nèi)的振蕩變化， 使其更為易控， 但工程上實現(xiàn)難度較大。 與發(fā)散冷卻的結(jié)合方案中， 解決了冷卻效果偏弱的問題， 但在攻角存在下的可控性依然有待深入研究。

結(jié)合減阻防熱研究的發(fā)展趨勢， 對于迎風凹腔及其組合體的數(shù)值模擬與試驗， 得出以下三點展望：

其一， 參考逆向射流系列方案， 學者們大多研究其工作參數(shù)， 近些年才關(guān)注其結(jié)構(gòu)參數(shù)， 如噴嘴形狀等。 對于迎風凹腔系列方案， 同樣不能局限于單一長徑比的研究， 唇口鈍化半徑， 凹腔整體構(gòu)型也是值得深挖的結(jié)構(gòu)參數(shù)方向; 工作參數(shù)方面， 由于凹腔構(gòu)型的非定常性， 來流攻角的影響也極具參考價值。 對于總體設(shè)計而言， 不同參數(shù)的設(shè)計優(yōu)化可能存在矛盾， 解決此類問題， 多目標設(shè)計優(yōu)化方法有其獨特的優(yōu)越性。

其二， 前人的數(shù)值模擬過程中， 大多采用絕熱壁假設(shè)， 但真實的熱環(huán)境下， 外部流場和內(nèi)部結(jié)構(gòu)也會相互作用， 考慮氣動熱效應(yīng)， 耦合壁面與絕熱壁面所模擬出的結(jié)果會存在著很大差異， 因此數(shù)值模擬中采用流-熱耦合分析很有必要。 與此同時， 考慮到工程實際， 對于凹腔系列方案的研究必須在原先定常流動假設(shè)的基礎(chǔ)上開展非定常數(shù)值研究。

其三， 所有的熱防護技術(shù)最終都要面向工程應(yīng)用， 因此與之匹配的試驗都需要開展， 一方面可以給數(shù)值模擬方法提供數(shù)據(jù)支持， 驗證模擬結(jié)果的正確性， 一方面也能檢驗熱防護方案的可行性， 加速該方法投入工程實際的進程。 高超聲速下的氣動加熱試驗本身就存在一定難度， 而迎風凹腔又是一種不易試驗的構(gòu)型， 因此對此類方案試驗的開展提出了很高的要求。

4 結(jié)? 論

本文綜述了以迎風凹腔為基礎(chǔ)的減阻防熱方案作用機理和研究現(xiàn)狀， 主要包括單一迎風凹腔及其與逆向射流、 能量沉積、 發(fā)散冷卻等組合方案， 得出以下結(jié)論：

（1） 迎風凹腔是一個優(yōu)點與缺點同樣明顯的熱防護方案， 在應(yīng)用中要注意其非定常性， 通過組合方案來弱化其劣勢， 類似能量沉積這種應(yīng)用于工程實際比較難的組合方案， 應(yīng)盡力采用數(shù)值模擬的方法探究其特性， 也需要嘗試發(fā)掘更多新興的組合方式。

（2） 迎風凹腔與逆向射流的組合方案是凹腔組合方案中可行性最強的一種， 逆向射流可以避免凹腔內(nèi)部流場振蕩， 凹腔可以降低流場穩(wěn)定的臨界射流總壓， 提高射流效能， 兩者結(jié)合可達到揚長避短的效果。 下一步需要結(jié)合數(shù)值仿真和風洞試驗方法對此類組合方案進行更深入的研究， 如改變傳統(tǒng)凹腔構(gòu)型、 引入減阻性能更優(yōu)秀的脈沖射流等， 尋找效能更高的組合構(gòu)型， 揭示其中蘊含的精細渦系結(jié)構(gòu)作用， 以此佐證地面試驗測試中觀察到的現(xiàn)象。

（3） 高超聲速飛行器的減阻與防熱經(jīng)常是不能同時實現(xiàn)的， 高升阻比與飛行器前緣構(gòu)型的矛盾需要設(shè)計者很好的權(quán)衡， 利用基于代理模型的多目標設(shè)計優(yōu)化算法來優(yōu)化迎風凹腔的組合構(gòu)型， 了解設(shè)計參數(shù)和目標功能之間的相互作用關(guān)系非常有價值， 可以對比選擇更有效的幾何模型。 除此之外， 還需要系統(tǒng)地研究工作參數(shù)和結(jié)構(gòu)參數(shù)對減阻防熱效果的影響， 這些信息對于熱防護系統(tǒng)的設(shè)計至關(guān)重要。

（4） 隨著時代進步和技術(shù)發(fā)展， 新一代高超聲速飛行器必然會對熱防護系統(tǒng)提出更高要求， 這需要研究出更為有效的減阻防熱方案。 可以盡可能多地對迎風凹腔組合方案進行風洞試驗， 加速工程應(yīng)用的進程， 同時開展數(shù)值模擬時可以更多地采用流-熱耦合分析的方法， 更準確地把握熱防護系統(tǒng)的特性。 除此之外， 需要拓寬思路， 除與現(xiàn)有的各種主動熱防護方案結(jié)合外， 另辟蹊徑， 探尋更為有效合理的熱防護方法。

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A Survey of Drag and Heat Reduction Induced by

Forward-Facing Cavity and Its Combinations

Zhang Jie， Xiao Feng， Huang Wei ， Yan Li， Meng Yushan

（Science and Technology on Scramjet Laboratory， College of Aerospace Science and Engineering，

National University of Defense Technology， Changsha 410073， China）

Abstract： Thermal protection technology is a key technology in the design of? hypersonic aircraft. In order to achieve more effective drag reduction and heat protection， scholars have proposed a variety of thermal protection schemes. The forward-facing cavity and its combinations is one of the most effective and promising active thermal protection schemes. This paper introduces the mechanism of single forward-facing cavity and its combination with counterflowing jet， energy deposition and divergent coding，? and summarizes their research status.

It puts forward the outlook for the future， especially to follow up and innovate the existing combination schemes， and conduct more ground tests to support the numerical simulation results， with a view to early application in the engineering practice.

Key words： ?drag reduction; thermal protection; forward-facing cavity; counterflowing jet; energy deposition; hypersonic vehicle; thermal protection technology