为了研究逆向喷流主动流动控制及其减阻效率,建立了带逆向喷流的高超声速钝头体CFD数值模型。气动力分析采用基于有限体积方法的AUSM+空间离散格式和Menter's SST k-ω两方程湍流模型,喷口定义为压力入口。分析结果表明逆向喷流将弓形激波推离钝头体,降低了激波强度和气动阻力;喷流表现出两种模态,当喷流总压比低于临界总压比时,喷流呈现长穿透模态(LPM),高于临界总压比时,喷流呈现短穿透模态(SPM);在LPM和SPM各自的范围内增加喷流总压比和喷口尺寸均能提高逆向喷流的减阻效率;喷流从LPM转换为SPM时会出现气动阻力陡增现象。

采用一体化耦合分析方法进行高超声速飞行器气动加热/结构温度场的耦合计算,其中流场和结构温度场均采用有限体积法计算,且共用交界面和节点以便于壁面热流和壁面温度的数据传递。结果表明在时间步长为0.001 s时即可获得收敛的耦合计算结果。此外随着耦合计算的进行,壁面压力分布基本无变化,壁面热流分布逐渐降低,壁面温度分布逐渐升高,且热流和温度的变化率逐渐减小。

为解决高超声速飞行器因承受巨大的气动阻力而严重影响其飞行性能的问题,采用计算流体动力学(CFD)数值方法研究了气动杆高超声速减阻机理,结果表明气动杆将钝头体前方原始弓形激波转化为类斜激波,降低了激波强度和总气动阻力;气动杆构型的再附激波强度弱于原始弓形激波强度,从而降低了钝头体前端的壁面压力分布;气动杆构型的总气动阻力主要来自于钝头体,且主要是由压力引起的。此外随气动杆长径比的增大,阻力系数降低的速率逐渐减小。

为了降低高超声速钝头体的气动阻力,采用CFD数值方法研究了气动盘对气动杆减阻效率的影响。结果表明安装气动盘时钝头体前方回流区增大,钝头体压强峰值的位置向后移动,且模型阻力系数得到了有效降低。随后在此基础上研究了气动盘形状对减阻效率的影响。结果表明平面盘比尖锥形和半球形气动盘具有更佳的减阻效率,且平面盘还具有易加工制造的优点。