导弹反向喷流对钝头体绕流的影响分析

高超声速飞行器在飞行过程中面临十分严重的气动加热，特别是头部驻点处，为了保证飞行器的性能，通常在其引导头处使用逆向喷流钝体热防护罩的方法，如图1所示。流场中逆向喷流射出后先形成一个马赫盘，从而平衡了喷流的压力与弓形激波后的来流压力。之后喷流与来流相遇形成接触面。逆向喷流受到来流的阻挡而产生回流，重新附于物面，从而形成回流区；而来流由于喷流的阻挡则向周边流去，于是在喷流层的回流再附点处形成再压缩激波。 由于自由来流不直接撞击物面，从而再附点远离顶点，减少了气动加热；同时驻点区处于逆向喷流形成的回流区之中，于是驻点区附近的物面接触的气体温偏低，因此逆向喷流热防护方法能对严重加热的驻点区起到很好的防热效果。

图1   钝体热防护罩反向喷射示意图

国内在20世纪90年代末开始气动热光学效应预估仿真和校正技术的研究，起步较晚，与发达国家有一定的差距，虽然经过近些年的努力，针对高速飞行器的发展需求进行了高速流场计算方法、光学传输效应、气动热防护、风洞实验等一些列研究。但如何快速高效的针对高速飞行器的喷流钝体热防护罩进行准确的气动热估算和合适的热防护设计仍然存在诸多难点。本文将基于FloEFD采用高马赫数流动求解器，对其流场进行仿真模拟，估算钝体热防护罩的防护效果。

以具有反向喷流的半球体为研究对象，如图2所示，取半球直径为50mm，前缘开孔直径为4mm。计算采用轴对称方式，网格采用沿壁面前缘设置细网格，且着重在头部敏感区域进行细密的网格划分，并在计算过程中进行一次自适应网格加密。工况设置如表1所示，计算资源消耗如表2所示。

其中：

P0j，喷流总压，P0∞，来流总压

图2  实验模型（左）和计算模型（右）

表1   边界条件设置

如图3所示，通过密度云图对比，可以看出本文计算仿真结果同文献[1]中实验结果相一致。随着吹气总压的增大，脱体激波逐渐向远离壁面方向迁移，有马赫盘生成，且马赫盘区域逐渐增大。

图3  实验结果（下）和计算结果（上）对比

表2   计算资源消耗统计