2017, Vol. 35
2. 谢菲尔德大学 机械工程学院, 英国 谢菲尔德 S1 3JD;
3. 中国空气动力研究与发展中心 超高速空气动力研究所, 四川 绵阳 621000;
4. 国防科技大学 高超声速冲压发动机技术重点实验室, 湖南 长沙 410073;
5. 西北工业大学 航天飞行动力学技术重点实验室, 陕西 西安 710072
2. Department of Mechanical Engineering, University of Sheffield, Sheffield S1 3JD, UK;
3. Hypervelocity Aerodynamics Institute, China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang 621000, China;
4. Science and Technology on Scramjet Laboratory, National University of Defense Technology, Changsha 410073, China;
5. National Key Laboratory of Aerospace Flight Dynamics, Northwestern Polytechnical University, Xi'an 710072, China
在高超声速飞行器设计过程中，为满足快速到达的总体要求，速度日益成为一个重要设计指标，而飞行速度的增加势必使得飞行器的阻力及气动热迅速上升，阻力过高会影响飞行器的机动飞行性能；而强烈的气动加热使得飞行器必须加装防热系统，从而增加了飞行器起飞重量和发射成本，降低了单位体积有效载荷，因此减小阻力和降低气动加热对于高超声速飞行器总体设计具有重要意义。
在高超声速飞行中波阻占主要比重，飞行器头部及体身迎风前缘的热流通常最高，因此减小飞行器阻力并降低热流可以通过采用流动控制技术改变流场结构来实现[1]。目前主要的流动控制技术可以分为三类，一是在头部安装气动杆[2-3]，将激波推离物面并形成低压回流区，从而达到减阻和降低热流效果，属于被动流动控制，该方法缺点主要是高温易烧蚀以及增大飞行器外部几何尺寸，这对于日益强调隐身性和装填率的飞行器总体设计要求而言存在不利影响；二是能量沉积[4-5]，在头部前方形成等低压区域，但能量投放的工程化实现途径以及对局部热流的不利影响制约了其进一步发展；三是利用逆向喷流，从飞行器头部或迎风关键局部反向喷射气体，将激波推离物面以减阻并降低热流，属于主动流动控制。
1 逆向喷流原理从逆向喷流的流动结构上看，高压气体由喷口喷射出来推动头部弓形激波远离物面，重构为多级弱激波，在飞行器头部前方形成细长的等效外形，同时喷流在自由来流的作用下又反向回流附着在物体表面上，由于剪切作用在喷口附近形成低压回流区，壁面压力的降低使得阻力下降；气动热方面，喷流喷出后先等熵膨胀加速，温度降低，经过马赫盘后速度降低温度升高，自由来流向两侧沿剪切层流动，而喷流分叉后进入回流区，被喷流冷却剂覆盖的区域气动加热环境得到明显改善。从激波波系结构上看，来流与物面之间有一道强的弓形激波，喷口前方有膨胀波，物面与再附点附近有再附激波。影响流场结构的参数包括来流条件(流动介质、马赫数、总压和总温)和喷流条件(气体、喷口几何形状、喷口马赫数、质量流率)，关联起二者的重要参数为压比[6-7]。
逆向喷流的主要流场结构如图 1所示[8]，其模态与质量流率有着密切联系，在较低质量流率时，喷流穿透弓形激波形成不稳定的斜激波系结构，随质量流率的增加，喷流对前方弓形激波的干扰增强，当质量流率的增加超出了临界值，弱激波结构突然崩溃，弓形激波脱体距离骤减，喷流从长穿透模态(Long Penetration Mode, LPM)转换到短穿透模态(Short Penetration Mode, SPM)，如图 2所示，喷流和来流在物面上方形成一个马赫盘，流场结构趋于稳定。在LPM喷流中，喷流有效的渗透到主流中，缩小了等效包络外形的锥角，在减阻效果上优于SPM喷流。
|
图 1 逆向喷流的流场结构[8] Figure 1 Flowfield structure for a counterflowing jet |
|
图 2 质量流率对逆向喷流模态转换的影响(密度梯度)[8] Figure 2 Influence of jet mass flow rate in the transition from LPM to SPM (Density gradient contours) |
逆向喷流技术的发展按照任务背景主要应用分为三个方向，再入式飞行器，以钝头体返回舱为代表，逆向喷流技术用于在高速阶段的热防护；超声速飞行器，以大长细比导弹及客机为代表，逆向喷流技术主要用于减阻及改善音爆；高超声速飞行器，由于其特点为在临近空间高度范围内长时飞行，因此同时面临热防护和减阻增升的需求。
2 逆向喷流在再入体外形上的应用对于进出空间的飞行器而言，在进入太空和再入大气层阶段，重要问题是在高超声速的再入过程中头部气动加热十分严重，使得飞行器的结构强度面临严重挑战，由此热防护系统设计尤为关键，被动防热不可避免的会增加飞行器重量[9]。为对严重加热的驻点区进行主动热防护，引入了低温气体逆向喷流的降热方式[10]。
美国从20世纪五六十年代开始，针对阿波罗返回舱再入时的热防护问题，开展了一系列逆向喷流作为防热技术的实验研究工作[11-12]。其中，由NASA牵头组织的太空探索项目重点研究返回舱在再入过程中的气动热力学特性，包括前体的热防护和后体的气动热预示手段，引入逆向喷流的目的是对返回舱进行更合理的热管理[13]。
Daso[14]通过风洞实验研究了逆向喷流的重要设计参数，包括喷口外形、质量流率以及迎角的影响，并通过高速摄像观察了两种模态的流场结构，如图 3所示，从LPM到SPM的模态转换规律预示了流动的可控，在超声速阶段通过LPM在飞行器头部形成低强度的激波串从而减弱音爆，在一定小迎角范围内(9°以内)逆向喷流可维持SPM的状态，继续发挥其主动流动控制能力。
|
图 3 Ma 2.94逆向喷流模态转换过程中的激波结构[14] Figure 3 Dispersion of bow shock by counterflowing Ma 2.94 LPM jet and transition to the SPM jet |
在飞行过程中，当喷流条件一定时，由于物面附近的流体属性主要由喷流主导，因此来流马赫数的变化对减阻效果影响不大，这显示出逆向喷流技术的优势，对马赫数的相对不敏感性使其可适用于较大的飞行速度范围[15]。
逆向喷流的模态转换和周期性振荡是研究的重要方向之一，Venkatachari[8]采用数值手段监测出再入体头部的压力振荡特性，如图 4所示，频谱图显示LPM呈现出低频、高振幅的特点，而SPM具有一个明显的主导频率，周期性振荡的喷流只影响激波的锥角，不影响激波脱体位置，图 5显示具有较大质量流率的喷流可以有效减轻再入体表面的热载荷。
|
图 4 两种模态的压力频谱[8] Figure 4 Spectra of the pressure of LPM and SPM (Ma∞=3.48, Mj=2.98) |
|
图 5 热通量时间历程(不同喷流质量流率)[8] Figure 5 Time history of the integrated heat flux (various jet mass flow rates) |
超声速喷气式飞机起降时，喷管的欠膨胀喷流会产生高振幅的噪声，并形成稳定的声反馈回路，对航电系统造成不利影响[16]。针对LPM对弓形激波的弱化能力，NASA高速项目(High Speed project)和DARPA的安静超音速平台(Quiet Supersonic Platform program)进行了消除飞行器音爆方面的研究[17]，由图 6可见，无喷流和SPM喷流归一化的压力扰动信号均有尖锐的不连续性，这个特征是导致超音速飞机前身产生音爆的主要原因，而LPM喷流的压力特征是一系列缓慢上升的斜坡，意味着可有效改善超声速飞机的音爆现象。
|
图 6 截面位置处归一化压力扰动信号[17] Figure 6 Normalized pressure-disturbance signature at the indicated location |
在热防护应用方面，喷流气体的物理属性也是重要影响参数之一。Gerdroodbary [18-19]将弱电离非平衡等离子体(WINP)作为喷流，发现在较高压比时，与二氧化碳相比，氦气喷流由于其高扩散系数可形成更大的回流区，物面冷却效果优势明显。Mahapatra[20]在激波风洞中验证了高超声速弱电离氩等离子体喷流的减阻效果，分析认为阻力的减少是由于喷流激波干扰与喷流热效应的综合效果。不同惰性气体作为喷流的实验研究表明，减阻效果与喷流压比密切相关[21-23]，在压比临界值前后，阻力的变化趋势相反。利用此特点，Zheng[24]提出了一种基于最小能量输入的流动控制方法，关键点在于赋予强激波足够的动量诱发振荡，同时避免流动的不稳定性，可作为新的热防护系统用于航天飞行器的再入阶段。
3 逆向喷流在钝头体外形上的应用逆向喷流在钝头体上的应用主要分为两类，一类是尖锥头部，为安装喷流发生器，对头部进行修形后形成截锥外形，另一类是球头外形，通过在驻点位置开孔的方式喷射气体。
截锥体的研究主要集中于减阻和消除音爆应用。Formin[25-27]实验研究了机载等离子系统(OBPD)在超声速飞行器上的应用，如图 7所示，指出流场结构主要受喷流压力、马赫数和温度的影响，同时受到飞行器几何形状、喷流出口与头部直径的影响。为探寻消除超声速音爆的解决方法，在截锥体上先期采用SPM喷流的降噪效果不明显[28]，其后关注重点转移到LPM喷流减阻效果[29]。对于弧形头部，逆向喷流激波穿透长度与减阻效果保持了一致性，但对于截锥体而言，减阻效果并不理想。这个现象与飞行器几何外形紧密相关。对于截锥体，为采用逆向喷流技术，需要对原有的尖锥头部修形从而造成额外阻力的增加。压力扰动信号表明逆向喷流的降噪适用于球头体。对于尖锥外形而言，头部的激波属于强度较弱的斜激波，逆向喷流技术对其流场结构的重构效果不大[30]。
|
图 7 截锥体喷流模态转换[26] Figure 7 LPM to SPM transitions of truncated cone-cylinder |
与截锥体比较，球头体因为广泛应用于高速飞行器头部，其研究的背景意义更具实用性。实验显示逆向喷流在球头体上的减阻效果良好[31-32]。数值方法对阻力的组成部分进行分拆对比研究表明，逆向喷流主要的作用是对激波阻力的大幅减小，这取决于激波脱体距离以及喷流喷口与头部直径之比，而热流量的降低效果由激波脱体距离决定[33-34]。在等离子体喷流的研究中，发现其减阻能力强于常温气体喷流，减阻效果主要取决于激波结构的重构、激波-喷流干扰以及热能沉积，非平衡态热力学和化学动力学影响不大，电磁空气相互作用的贡献可以忽略不计[35]。
在飞行过程中，逆向喷流从周期性振荡到稳定状态的转变成因始终是一个研究核心。Shang[36]认为其振荡运动能够维持，主要源于上游被选择性放大的干扰从自由剪切层(不稳定)穿过中间的亚声速区域到达马赫盘。当喷流总压增加后，产生的超声速区域将互相联通的亚声速区域隔离开，从而使得这种反馈回路中断，流场趋于稳定。Chen[37]采用大涡模拟(LES)对其中的典型流场结构进行了深入解释，包括激波喷流干扰，激波/剪切层干扰，湍流剪切层演化等，发现小尺度涡结构主要存在于喷流区域，喷流到达马赫盘被中止后反向移动形成锥形自由剪切层，回流区内出现大尺度漩涡，而湍流的波动随着剪切层的快速偏转以及激波干扰进一步增强，另一方面，从上游传播的扰动通过回流区的亚声速区域到达马赫盘以及在下游锥形剪切层内的传播，维持了流场的不稳定运动，形成LPM喷流非定常反馈机制。在模态的稳定性判据方面，决定其稳定与否的关键因素是运动状态的对称性，流动结构的非定常离轴运动会诱发低频的不稳定状态LPM，反之，对称运动则对应高频稳态SPM。
球头体上喷流的两个模态如图 8所示，可见LPM喷流经过膨胀后形成一对X型的交叉斜激波，射流边界处于不稳定状态，同时涡相干结构与喷流外区域进行对流传热，在锥形剪切层与马赫盘间形成反馈共振机制；对于SPM，激波结构相对清晰，在桶状激波与马赫盘交汇处形成反射激波。受锥形剪切层影响，桶状激波强度变弱并间歇性振荡，马赫盘呈现出正激波的特点，但在整个稳定状态下仍存在小幅度不稳定运动。
|
图 8 球头体密度梯度数值纹影图[37] Figure 8 Numerical schlieren-like visualizations by density gradient contours of sphere-cone |
逆向喷流应用于球头体的热防护效果方面，实验显示随着喷流质量流率的增大对物面的防热效果下降[38]，与氦气相比较，氮气的冷却效率更高[39-40]。对气膜冷却方法的研究显示，将单个喷口设计成为微间距阵列孔[41]，如图 9所示，从阵列孔释放冷却喷流，在相同的质量流量条件下，能减少喷流的动量通量，使得喷流气体可以更容易地扩散到边界层，从而实现更好的防热效果，同时，微喷流阵列方式对流场的激波结构及脱体距离影响不大，其作用仅限于边界层内，因此对气动力基本无影响[42]。表 1及表 2为部分逆向喷流技术的研究成果。
|
图 9 单喷口与阵列孔流场结构图[41] Figure 9 Flow structure of the simple and micro jet in vicinity of the nose |
| 表 1 逆向喷流技术的部分CFD研究成果 Table 1 CFD results of counterflowing jet technology in partial literature |
|
| 表 2 逆向喷流技术的部分实验研究成果 Table 2 Experimental results of counterflowing jet technology in partial literature |
|
|
对逆向喷流的研究前期主要集中于头部，其对飞行器整体气动特性的影响很少涉及，而头部流场的重构势必影响前体的流动结构[43]，从而在一定程度上改变飞行器的气动特性。Li[44]研究了高超声速乘波体的升阻特性优化，如图 10，通过变半径方法设计飞行器前缘，结合头部逆向喷流后，升阻比可提升4-5%，而乘波体为达到高升阻比，在头部钝度及前缘半径上均有严苛要求，相比较而言，较大钝度的头锥和装填空间的升力体外形更适用于采用逆向喷流技术。
|
图 10 变前缘半径乘波体逆向喷流设计[43] Figure 10 Design method of counterflowing jet for the variable blunt radii waverider |
升力体外形基本构造为双锥钝头体，如图 11，逆向喷流圆形喷口与头部直径比值为0.1，设计状态Ma∞=8，Mj=2。图 12显示在PR=3.91时减阻效果最大，这也是喷流模态从LPM到SPM的过渡区域，当不考虑反推力时随着压比的增加阻力值先增加再减小，如果考虑反推力后，由于随压比的增加反推力呈线性增长趋势，因此阻力的最小值只能在压比临界值处获得。通过拆分升力体各主要部件上的压差阻力得到图 13，显示逆向喷流有效减小了头部波阻，而受头部流场重构的影响，体身一锥及二锥的阻力均有所增长，随着迎角的增大，逆向喷流的减阻效果逐渐减小，同时，对摩擦阻力的分析发现喷流大幅减小了头部物面回流区内的摩擦阻力，联系图 14可见，当迎角大于10°后减阻效果消失，在最大升阻比迎角处，采用逆向喷流技术的升力体升阻比增量为7%。
|
图 11 升力体逆向喷流设计 Figure 11 Design method of counterflowing jet for lifting-body vehicle |
|
图 12 升力体头部阻力系数随压比的变化 Figure 12 Variation of vehicle nose drag force with PR |
|
图 13 升力体压差阻力系数随迎角的变化 Figure 13 Pressure drag coefficient varies with angle of attack |
|
图 14 有无喷流升力体的升阻比比较 Figure 14 Comparison of lift-to-drag ratios for model with and without jet |
在压比临界值附近为LPM喷流状态，表现出明显的周期性振荡特征。迎角6°时随时间变化的瞬时流场结构如图 15所示。在一个周期内，由于流场结构的自激振荡，斜激波系在迎角影响下呈现不对称性，逐渐坍塌为一个激波单元。激波分叉的同时，骤降的激波脱离距离使得剪切层向下迅速到达物面，迎、背风面再附激波的产生在升力体头部造成压力最大值，低压回流区被压缩变小，从而导致头部阻力的增大。
|
图 15 LPM振荡周期瞬时密度分布 Figure 15 Instantaneous density distributions of a typical cycle of LPM oscillations |
对升力体头部瞬时阻力曲线做FFT变换后得到频谱分析结果如图 16。可见在升力体最大升阻比迎角状态下，采用逆向喷流减阻技术产生的周期性振荡有数个明显的频率，振幅最大的主频频率在444Hz左右。
|
图 16 升力体头部阻力频谱 Figure 16 Spectra of vehicle nose drag |
为达成良好的综合减阻防热效果，近年来出现了逆向喷流技术与其他流动控制技术的结合[45]，主要有三类：逆向喷流与气动杆的复合技术，逆向喷流与迎风凹腔的复合技术，逆向喷流与能量沉积的复合技术。
5.1 逆向喷流与气动杆的复合技术气动杆在高超声速飞行器上已实现工程化应用，例如美国三叉戟Ⅱ型弹道导弹(UGM-133 Trident-Ⅱ)以及俄罗斯反导系统51T6远程拦截弹，由于面临气动杆端头高热流造成的烧蚀和激波-激波以及激波边界层干扰在飞行器头部形成的局部高温现象，因此引入逆向喷流形成复合手段来解决此类问题。Liu[46]提出了非烧蚀热防护系统(NaTPS)，如图 17，采用经由气动杆内腔的侧向喷流进行减阻，气动杆将弓形激波转化为锥形激波，侧向射流增大了锥形激波角并推离头部，以避免激波干扰带来的局部高热流。Tamada[47]认为高速飞行器防热的关键是对再附激波以及当地雷诺数的控制，实验研究显示主激波脱体距离和喷流动量比有密切的关联性，气动杆头部喷流可兼具减阻防热功能[48-49]，将常规气体改为小分子量的惰性气体从气动杆底部喷出可进一步提升防热效果[50-51]。
|
图 17 不同减阻防热复合系统的工作原理[46, 48, 51] Figure 17 Operating principles of combinational system for aerodynamic force and heat load reduction |
迎风凹腔单独使用时主要用于高速飞行器头部驻点位置防热，与逆向喷流组合后可分阶段工作，低马赫时不开启逆向喷流，仅使用凹腔结构，高马赫时加入逆向喷流，提升冷却效果的同时减小飞行器阻力[52-53]，如图 18，适用于远程长时飞行的高超声速飞行器的热防护。采用较小的喷流总压可改善凹腔内的气流振荡，避免由此引发的飞行器控制性能下降问题，同时小总压需求可简化喷流系统[54]。抛物线型的扩张凹腔外形需要结合喷流马赫数对喷管壁面形线进行设计，由于其喷管轮廓有助于喷流更好地膨胀和避免总压损失，从而可获得比常规凹腔更好的减阻防热效果[55-56]。喷管长径比也是一个重要参数，较短的喷口直径和长度有利于减阻防热，但同时会增加物面压力[57-58]，设计时需要综合考虑。
|
图 18 逆向喷流与迎风凹腔的复合技术示意图[52] Figure 18 Schematic diagram of the combination of counterflowing jet and forward-facing cavity |
能量沉积和逆向喷流搭配使用时，如图 19，在喷流上游的能量沉积使得逆向喷流的不稳定性明显减弱，有利于逆向喷流长穿透模态的建立及流场的稳定[59]，研究显示通过在氢气喷流气体周围喷射惰性气体氮气，可进一步加强防热效果。
|
图 19 逆向喷流与迎风凹腔的复合技术示意图[59] Figure 19 Schematic of concept of energy deposition and a jet |
表 3为复合技术的减阻防热效果，从表中可见，复合技术使得阻力及热流均下降了约2/3。同时对流动状态的研究显示，湍流对减阻的影响不大，但可有效增强喷流的稳定性，并延迟长穿透激波结构的坍塌，增强喷流氢气与空气的混合，从而使得能量释放更高效，进一步稳定喷流，增强了减阻效果。
| 表 3 逆向喷流与能量沉积技术的效果[59] Table 3 Effects of counterflowing jet and energy deposition technology |
|
|
Marley[60]发现能量沉积的方式能部分改善逆向喷流的轴向不稳定性，但其横向振荡仍然存在，由此探索了两类喷流方式，采用旋转喷射气体方式主要是采用陀螺稳定原理避免喷流偏离中线位置，但结果显示因为旋转诱发出不对称流态，反而触发了喷流的不稳定机制；而环形喷流可覆盖一个更大的有效直径，将上游能量沉积形成的激波推离物面，同时，上游的能量沉积可有效增强喷流的稳定性及穿透性，从而综合达到良好的减阻效果。
6 结论本文围绕逆向喷流的技术发展，以马赫数、压比、质量流率以及几何外形等关键参数为研究对象，从机理上分析了模态转换和自激振荡等逆向喷流表现出的典型物理现象，并介绍了在不同外型高速飞行器上采用逆向喷流获得的减阻防热效果，针对其未来在高速飞行器上的应用，还存在以下一些关键技术需要进一步开展研究：
1) 小型化喷流发生器。前期研究中多数为仅针对飞行器头部外形的地面试验，因此对喷流发生器的空间约束较弱。在工程化设计阶段，发生器的小型化是一个关键技术点，尤其是面对装填空间约束严苛的高速飞行器，需要综合评估喷流气体及发生器对飞行器总体方案的影响与所达成的性能提升之间的匹配度。
2) 喷流的方向可调节技术。由于喷口的固定使得目前的喷流技术只适用于小迎角范围，超过一定迎角后喷流基本失效，这极大限制了飞行器的机动性。通过在喷管上设计偏转机构，实现喷流方向的可调节，配合飞行轨迹设计，在扩大有效飞行迎角范围的同时，头部喷流的偏转还可为飞行器提供辅助的气动控制。
3) 拓展喷流技术应用范围。目前的研究多集中于对头部的减阻防热。而对于高速飞行器，除了头部之外，高热流区域还包括小半径翼前缘以及体身几何外形所形成的激波-激波干扰部位[61]，尤其在日益追求高升阻比的飞行器设计过程中，如升力体及乘波体外形，更尖锐的前缘所面临的主要问题即为高热流，逆向喷流作为一种主动流动控制方法，在除头部之外的飞行器其它高热流局部区域可发挥更广泛的作用。
4) 消除音爆的喷流技术解决方案。在远程航空的发展中，未来主要趋势是高超声速客机，其研发过程中最重要技术之一即为降噪技术，直接关系到对飞机结构及机上航电系统的影响以及对环境的友好性。目前英国HyperMach公司的Sonicstar客机方案以及加拿大庞巴迪公司的Antipode概念机，均采用了主动流动控制手段，用于重构飞机前方激波波系，减小高速情况下的整机气动阻力及降低音爆。在发展高速航空的过程中，喷流技术是其中关键的一项技术。
后期我们将继续开展喷流技术在高速飞行器上的应用研究，并重点关注LPM喷流周期性振荡对飞行器稳定性及操控性方面的影响。
| [1] |
Wang Z, Sun X, Huang W, et al. Experimental investigation on drag and heat flux reduction in supersonic/hypersonic flows:A survey[J]. Acta Astronautica, 2016, 129: 95-110. DOI:10.1016/j.actaastro.2016.09.004 (  0) |
| [2] |
Ahmed M, Qin N. Drag reduction using aerodisks for hypersonic hemispherical bodies[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 2010, 47(1): 62-80. DOI:10.2514/1.46655 ( 0) |
| [3] |
Ahmed M Y M, Qin N. Recent advances in the aerothermodynamics of spiked hypersonic vehicles[J]. Progress in Aerospace Sciences, 2011, 47(6): 425-449. DOI:10.1016/j.paerosci.2011.06.001 ( 0) |
| [4] |
Satheesh K, Jagadeesh G. Effect of concentrated energy deposition on the aerodynamic drag of a blunt body in hypersonic flow[J]. Physics of Fluids, 2007, 19(3): 031701. DOI:10.1063/1.2565663 ( 0) |
| [5] |
Oliveira A C, Minucci M A, Myrabo L N, et al. Bow shock wave mitigation by laser-plasma energy addition in hypersonic flow[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 2008, 45(5): 921-927. DOI:10.2514/1.33933 ( 0) |
| [6] |
Adams R H, Jarvinen P O. The effects of retrorockets on the aerodynamic characteristics of conical aeroshell planetary entry vehicles[R]. AIAA Paper 70-219, 1970.
( 0) |
| [7] |
Zhou C Y, Ji W Y, Xie P. Numerical investigation on the drag and heat flux reduction of a supersonic reentry capsule with a counter-flow jet[J]. Information Technology Journal, 2012, 11: 1705-1713. DOI:10.3923/itj.2012.1705.1713 ( 0) |
| [8] |
Venkatachari B S, Ito Y, Cheng G, et al. Numerical investigation of the interaction of counterflowing jets and supersonic capsule flows[R]. AIAA 2011-4030, 2011.
( 0) |
| [9] |
Hayashi K, Aso S, Tani Y. Experimental study on thermal protection system by opposing jet in supersonic flow[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 2006, 43(1): 233-235. DOI:10.2514/1.15332 ( 0) |
| [10] |
Hayashi K, Aso S. Effect of pressure ratio on aerodynamic heating reduction due to opposing jet[R]. AIAA 2003-4041, 2003.
( 0) |
| [11] |
Hefner J N, Keyes J W. Effect of forward-facing jets on aerodynamic characteristics of blunt configurations at Mach 6[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 1967, 4(4): 533-534. DOI:10.2514/3.28900 ( 0) |
| [12] |
Romeo D J, Sterrett J R. Flow field for sonic jet exhausting counter to a hypersonic mainstream[J]. AIAA Journal, 1965, 3(3): 544-546. DOI:10.2514/3.2907 ( 0) |
| [13] |
Chang C L, Venkatachari B S, Cheng G. Effect of counterflow jet on a supersonic reentry capsule[R]. AIAA 2006-4776, 2006.
( 0) |
| [14] |
Daso E O, Pritchett V E, Wang T S, et al. Dynamics of shock dispersion and interactions in supersonic freestreams with counterflowing jets[J]. AIAA Journal, 2009, 47(6): 1313-1326. DOI:10.2514/1.30084 ( 0) |
| [15] |
Cheng G, Neroorkar K, Chen Y S, et al. Numerical study of flow augmented thermal management for entry and re-entry environments[R]. AIAA 2007-4560, 2007.
( 0) |
| [16] |
Farr R, Chang C L, Jones J H, et al. On the comparison of the long penetration mode (LPM) supersonic counterflowing jet to the supersonic screech jet[R]. AIAA 2015-3126, 2015.
( 0) |
| [17] |
Venkatachari B S, Cheng G, Chang C L, et al. Long penetration mode counterflowing jets for supersonic slender configurations-a numerical study[R]. AIAA 2013-2662, 2013.
( 0) |
| [18] |
Gerdroodbary M B, Fayazbakhsh M A. Numerical study on heat reduction of various counterflowing jets over highly blunt cone in hypersonic flow[J]. International Journal of Hypersonics, 2012, 2: 1-13. ( 0) |
| [19] |
Gerdroodbary M B, Bishehsari S, Hosseinalipour S M, et al. Transient analysis of counterflowing jet over highly blunt cone in hypersonic flow[J]. Acta Astronautica, 2012, 73: 38-48. DOI:10.1016/j.actaastro.2011.12.011 ( 0) |
| [20] |
Mahapatra D, Sriram R, Jagadeesh G. Shock tunnel studies on drag reduction of a blunt body using argon plasmajet[R]. AIAA 2009-1536, 2009.
( 0) |
| [21] |
Venukumar B, Reddy K P J. Experimental investigation of drag reduction by forward facing high speed gas jet for a large angle blunt cone at Mach 8[J]. Sadhana, 2007, 32(1-2): 123-131. DOI:10.1007/s12046-007-0011-0 ( 0) |
| [22] |
Kulkarni V, Reddy K P J. Counterflow drag reduction studies for a blunt cone in high enthalpy flow[J]. International Journal of Hypersonics, 2010, 1(1): 69-76. DOI:10.1260/1759-3107.1.1.69 ( 0) |
| [23] |
Mahapatra D, Sriram R, Jagadeesh G. Effect of counterflow argon plasma jet on aerodynamic drag of a blunt body at hypersonic Mach numbers[J]. Aeronautical Journal, 2008, 112(1137): 683. ( 0) |
| [24] |
Zheng Y, Ahmed N A, Zhang W. Heat dissipation using minimum counter flow jet ejection during spacecraft re-entry[J]. Procedia Engineering, 2012, 49: 271-279. DOI:10.1016/j.proeng.2012.10.137 ( 0) |
| [25] |
Fomin V M, Maslov A A, Malmuth N D, et al. Influence of a counterflow plasma jet on supersonic blunt-body pressures[J]. AIAA Journal, 2002, 40(6): 1170-1177. DOI:10.2514/2.1768 ( 0) |
| [26] |
Fomichev V P, Fomin V M, Korotaeva T A, et al. Hypersonic flow around a blunted body with counterflow plasma jet[J]. Institute of Theoretical and Applied Mechanics, Novosibirsk, Russia, 2002, 51-55. ( 0) |
| [27] |
Fomin V M, Maslov A A, Shashkin A P, et al. Flow regimes formed by a counterflow jet in a supersonic flow[J]. Journal of Applied Mechanics and Technical Physics, 2001, 42(5): 757-764. DOI:10.1023/A:1017984124396 ( 0) |
| [28] |
Fomin V M, Chirkashenko V F, Volkov V F. The sonic-boom problem and possible ways toward its solution[C]//14th International Conference on Methods of Aerophyiscal Research (ICMAR), Russia. 2008.
( 0) |
| [29] |
Daso E O, Beaulieu W, Hager J O, et al. Prediction of drag reduction in supersonic and hypersonic flows with counterflow jets[J]. AIAA 2002-5115, 2002. ( 0) |
| [30] |
Venkatachari B S, Mullane M, Cheng G, et al. Numerical study of counterflowing jet effects on supersonic slender-body configurations[R]. AIAA 2015-3010, 2015.
( 0) |
| [31] |
Finley PJ. The flow of a jet from a body opposing a supersonic free stream[J]. Journal of Fluid Mechanics, 1966, 26(2): 337-368. DOI:10.1017/S0022112066001277 ( 0) |
| [32] |
Venukumar B, Jagadeesh G, Reddy K P J. Counterflow drag reduction by supersonic jet for a blunt body in hypersonic flow[J]. Physics of Fluids, 2006, 18(11): 81041-81044. ( 0) |
| [33] |
Meyer B, Nelson H F, Riggins D W. Hypersonic drag and heat-transfer reduction using a forward-facing jet[J]. Journal of Aircraft, 2001, 38(4): 680-686. DOI:10.2514/2.2819 ( 0) |
| [34] |
Kanwar S, Singh M, Jaiswal S, et al. Numerical study on aerodynamic wave drag reduction by counterflow supersonic jet in hypersonic flow[J]. International Journal of Science and Research, 2015, 4(3): 181-187. ( 0) |
| [35] |
Shang J S. Plasma injection for hypersonic blunt-body drag reduction[J]. AIAA Journal, 2002, 40(6): 1178-1186. DOI:10.2514/2.1769 ( 0) |
| [36] |
Shang J S, Hayes J, Wurtzler K, et al. Jet-spike bifurcation in high-speed flows[J]. AIAA Journal, 2001, 39(6): 1159-1165. DOI:10.2514/2.1430 ( 0) |
| [37] |
Chen L W, Wang G L, Lu X Y. Numerical investigation of a jet from a blunt body opposing a supersonic flow[J]. Journal of Fluid Mechanics, 2011, 684: 85-110. DOI:10.1017/jfm.2011.276 ( 0) |
| [38] |
Grimaud J E, McRee L C. Experimental data on stagnation-point gas injection cooling on hemispherical-cone in a hypersonic arc tunnel[R]. ITM X-983. NASA; 1964.
( 0) |
| [39] |
Warren C H E. An experimental investigation of the effect of ejecting a coolant gas at the nose of a bluff body[J]. Journal of Fluid Mechanics, 1960, 8(03): 400-417. DOI:10.1017/S0022112060000694 ( 0) |
| [40] |
Imoto T, Okabe H, Tani Y. Enhancement of aerodynamic heating reduction in high enthalpy flows with opposing jet[R]. AIAA 2011-346, 2011.
( 0) |
| [41] |
Gerdroodbary M B, Imani M, Ganji D D. Investigation of film cooling on nose cone by a forward facing array of micro-jets in hypersonic flow[J]. International Communications in Heat and Mass Transfer, 2015, 64: 42-49. DOI:10.1016/j.icheatmasstransfer.2015.02.015 ( 0) |
| [42] |
Sriram R, Jagadeesh G. Film cooling at hypersonic Mach numbers using forward facing array of micro-jets[J]. International journal of heat and mass transfer, 2009, 52(15): 3654-3664. ( 0) |
| [43] |
Hai-Bo L, Wei-Qiang L. Numerical investigation on properties of attack angle for an opposing jet thermal protection system[J]. Chinese Physics B, 2012, 21(8): 084401. DOI:10.1088/1674-1056/21/8/084401 ( 0) |
| [44] |
Li S, Wang Z, Barakos G N, et al. Research on the drag reduction performance induced by the counterflowing jet for waverider with variable blunt radii[J]. Acta Astronautica, 2016, 127: 120-130. DOI:10.1016/j.actaastro.2016.05.031 ( 0) |
| [45] |
Huang W. A survey of drag and heat reduction in supersonic flows by a counterflowing jet and its combinations[J]. Journal of Zhejiang University SCIENCE A, 2015, 16(7): 551-561. DOI:10.1631/jzus.A1500021 ( 0) |
| [46] |
Liu Y, Jiang Z. Concept of non-ablative thermal protection system for hypersonic vehicles[J]. AIAA Journal, 2012, 51(3): 584-590. ( 0) |
| [47] |
Tamada I, Aso S, Tani Y. Reducing aerodynamic heating by the opposing jet in supersonic and hypersonic flows[R]. AIAA 2010-991, 2010.
( 0) |
| [48] |
Morimoto N, Aso S, Tani Y. Reduction of aerodynamic heating and drag with opposing jet through extended nozzle in high enthalpy flow[C]//Proceedings of the 29th Congress of the International Council of the Aeronautical Sciences, Petersburg, Russia, ICAS. 2014. https://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/6.2014-0705
( 0) |
| [49] |
Huang W, Liu J, Xia Z. Drag reduction mechanism induced by a combinational opposing jet and spike concept in supersonic flows[J]. Acta Astronautica, 2015, 115: 24-31. DOI:10.1016/j.actaastro.2015.04.025 ( 0) |
| [50] |
Gerdroodbary M B, Imani M, Ganji D D. Heat reduction using conterflowing jet for a nose cone with aerodisk in hypersonic flow[J]. Aerospace Science and Technology, 2014, 39: 652-665. DOI:10.1016/j.ast.2014.07.005 ( 0) |
| [51] |
Gerdroodbary M B. Numerical analysis on cooling performance of counterflowing jet over aerodisked blunt body[J]. Shock Waves, 2014, 24(5): 537-543. DOI:10.1007/s00193-014-0517-4 ( 0) |
| [52] |
Lu H B, Liu W Q. Research on thermal protection mechanism of forward-facing cavity and opposing jet combinatorial thermal protection system[J]. Heat and Mass Transfer, 2014, 50(4): 449-456. DOI:10.1007/s00231-013-1247-3 ( 0) |
| [53] |
Lu H, Liu W. Investigation of thermal protection system by forward-facing cavity and opposing jet combinatorial configuration[J]. Chinese Journal of Aeronautics, 2013, 26(2): 287-293. DOI:10.1016/j.cja.2013.02.005 ( 0) |
| [54] |
Lu H, Liu W. Thermal protection efficiency of forward-facing cavity and opposing jet combinational configuration[J]. Journal of Thermal Science, 2012, 21(4): 342-347. DOI:10.1007/s11630-012-0553-2 ( 0) |
| [55] |
Sun X, Guo Z, Huang W, et al. Drag and heat reduction mechanism induced by a combinational novel cavity and counterflowing jet concept in hypersonic flows[J]. Acta Astronautica, 2016, 126: 109-119. DOI:10.1016/j.actaastro.2016.04.022 ( 0) |
| [56] |
Sun X, Guo Z, Huang W, et al. A study of performance parameters on drag and heat flux reduction efficiency of combinational novel cavity and opposing jet concept in hypersonic flows[J]. Acta Astronautica, 2017, 131: 204-225. DOI:10.1016/j.actaastro.2016.11.044 ( 0) |
| [57] |
Huang W, Jiang Y, Yan L, et al. Heat flux reduction mechanism induced by a combinational opposing jet and cavity concept in supersonic flows[J]. Acta Astronautica, 2016, 121: 164-171. DOI:10.1016/j.actaastro.2016.01.008 ( 0) |
| [58] |
Huang W, Yan L, Liu J, et al. Drag and heat reduction mechanism in the combinational opposing jet and acoustic cavity concept for hypersonic vehicles[J]. Aerospace Science and Technology, 2015, 42: 407-414. DOI:10.1016/j.ast.2015.01.029 ( 0) |
| [59] |
Khamooshi A, Taylor T, Riggins D W. Drag and heat transfer reductions in high-speed flows[J]. AIAA Journal, 2007, 45(10): 2401-2413. DOI:10.2514/1.29062 ( 0) |
| [60] |
Marley C D, Riggins D W. Numerical study of novel drag reduction techniques for hypersonic blunt bodies[J]. AIAA Journal, 2011, 49(9): 1871-1882. DOI:10.2514/1.J050681 ( 0) |
| [61] |
Eggers T. Numerical investigation on the potential of steam cooling for the skylon spaceplane in hypersonic flow[C]//Brisbane:28th International Congress of the Aeronautical Sciences, 2012. http://elib.dlr.de/76800/
( 0) |