高超聲速雙楔激波干擾定常射流控制試驗(yàn)研究

謝瑋，羅振兵，*，周巖，劉強(qiáng)，吳建軍，董昊

1.國防科技大學(xué) 空天科學(xué)學(xué)院，長沙 410073

2.南京航空航天大學(xué) 航空學(xué)院，南京 210016

飛行器在超聲速/高超聲速飛行時(shí)，機(jī)體及各氣動(dòng)部件（鈍前緣、進(jìn)氣道、鈍舵、尾翼等）均會(huì)出現(xiàn)激波，激波干擾即是指由激波引發(fā)的干擾現(xiàn)象［1-3］，一般包括激波/邊界層干擾與激波/激波干擾。激波/邊界層干擾是指激波與邊界層之間的干擾現(xiàn)象，對(duì)于實(shí)際飛行器，激波干擾更加復(fù)雜，往往還會(huì)產(chǎn)生多道激波之間的干擾，即激波/激波干擾。本文主要關(guān)注激波/激波干擾問題，但激波/激波干擾中也不可避免存在著激波/邊界層干擾［4-5］，因此后文以激波干擾進(jìn)行描述。

從幾何空間上看，常見的激波干擾有兩種產(chǎn)生形式：一種是由飛行器氣動(dòng)部件自身誘導(dǎo)產(chǎn)生的多道激波之間的相互干擾，例如雙楔構(gòu)型中的兩道同族激波相互干擾、鈍舵構(gòu)型中脫體激波與分離激波的相互干擾等；另一種是各氣動(dòng)部件之間的激波相互干擾，例如飛行器的頭部激波與下游進(jìn)氣道唇口處弓形激波以及尾翼/襟翼/鈍舵前緣激波之間的相互干擾等［4-7］。

Edney［8］早期以斜激波入射弓形激波為入手點(diǎn)對(duì)激波干擾問題進(jìn)行了系統(tǒng)的分析，研究發(fā)現(xiàn)激波干擾流場中會(huì)產(chǎn)生激波、膨脹波、剪切層和超聲速射流等復(fù)雜流動(dòng)結(jié)構(gòu)，導(dǎo)致壁面壓力和熱流急劇上升；同時(shí)，他們根據(jù)激波入射位置以及產(chǎn)生的流場結(jié)構(gòu)的不同，將激波干擾現(xiàn)象分成6類，其中第Ⅳ類干擾現(xiàn)象最為嚴(yán)重，所產(chǎn)生的壓力和熱流可達(dá)駐點(diǎn)數(shù)倍。Olejniczak等［9］在高超聲速雙楔流動(dòng)中也發(fā)現(xiàn)了4 種激波干擾類型，其中第Ⅳ、Ⅴ、Ⅵ類與Edney 的分類一致，此外還新發(fā)現(xiàn)了一種第Ⅳr 類干擾。Edney［8］和Olejniczak等［9］針對(duì)斜激波入射鈍頭和雙楔的兩種分類奠定了激波干擾分析和研究的基礎(chǔ)，這兩類構(gòu)型也成為了激波干擾問題研究的典型構(gòu)型［10-14］。

國際上以美國為代表的眾多國家和單位，包括美國國家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）蘭利研究中心［15］、卡爾斯本大學(xué)巴法羅研究中心［16］、伊利諾伊大學(xué)［17］、羅格斯-新澤西州立大學(xué)［18］等對(duì)激波干擾致力致熱特性開展了持續(xù)性研究。例如，NASA 蘭利研究中心的Keyes和Hains 等的試驗(yàn)研究表明，第Ⅲ類和第Ⅳ類斜激波入射型激波干擾會(huì)造成嚴(yán)重的氣動(dòng)載荷，壓力和熱流極值最大約為無干擾時(shí)的7.5和17.0倍［15］。國內(nèi)中國科學(xué)院力學(xué)研究所［19］、中國科學(xué)技術(shù)大學(xué)［20-21］、中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心［22］以及國防科技大學(xué)［23］等單位也對(duì)激波干擾問題開展了研究。近期，中國科學(xué)院力學(xué)研究所彭俊［19］在JF-12 高焓高超聲速風(fēng)洞中開展了大尺寸激波干擾試驗(yàn)；結(jié)果表明激波干擾作用下壓力極值增大了5倍，熱流極值增大了12倍。由此可見采取適當(dāng)?shù)牧鲃?dòng)控制方式對(duì)激波干擾區(qū)域?qū)嵤┛刂凭哂兄匾饬x。

然而，目前對(duì)于激波干擾問題的主動(dòng)流動(dòng)控制研究主要針對(duì)激波/邊界層干擾控制［24-27］，對(duì)于激波干擾問題的主動(dòng)流動(dòng)控制研究還較少。Albertson和Venkat［28］初步開展了第Ⅲ、Ⅳ類激波干擾逆向射流控制試驗(yàn)研究；結(jié)果表明逆向射流可以顯著改變第Ⅲ、Ⅳ類激波干擾結(jié)構(gòu)，避免其直接撞擊唇口前緣，但遺憾的是他們未開展定量的試驗(yàn)測量。吳文堂［29］、王殿愷［30］等開展了高重頻激光能量沉積控制第Ⅳ類激波干擾的數(shù)值模擬研究，結(jié)果表明典型工況中頻率150 kHz、單脈沖能量5 mJ 的高重頻激光可實(shí)現(xiàn)鈍頭體表面峰值駐點(diǎn)壓力、熱流和波阻分別降低40%、33%和23%。謝瑋等［31］開展了等離子體合成射流高焓高超聲速流場雙楔第Ⅵ類激波干擾控制試驗(yàn)，結(jié)果表明等離子體合成射流可以顯著消除二楔斜激波和激波干擾點(diǎn)。唐孟瀟［32］、孔亞康［33］和張傳標(biāo)［34］等基于陣列表面電弧放電激勵(lì)器也開展了雙楔第Ⅵ類激波干擾控制，取得了類似的控制效果。但由于放電過程中強(qiáng)電磁干擾的影響，上述試驗(yàn)中均未能測得有效定量試驗(yàn)數(shù)據(jù)。綜上所述，已開展的激波干擾主動(dòng)流動(dòng)控制研究結(jié)果缺少試驗(yàn)定量驗(yàn)證，且控制效果也有待進(jìn)一步提升。因此，本文采用紋影和熱流測量技術(shù)，針對(duì)雙楔第Ⅴ類、第Ⅳ類激波干擾開展了定常射流控制試驗(yàn)研究，以驗(yàn)證定常射流對(duì)激波干擾流場的控制作用及降熱效果。射流產(chǎn)生方式主要為高壓氣源，此外，基于課題組高速來流能量利用思想［3］，提出了雙楔激波干擾自持射流控制方法。

1 試驗(yàn)設(shè)置

1.1 風(fēng)洞及試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h3>

試驗(yàn)在南京航空航天大學(xué)?500 mm 高超聲速風(fēng)洞（Nanjing University of Aeronautics and Astronautics ?500 mm Hypersonic Wind Tunnel，NHW）中開展，NHW 是一座高壓下吹-真空吸氣暫沖式高超聲速風(fēng)洞。風(fēng)洞試驗(yàn)來流馬赫數(shù)Ma∞=8，來流總壓P0=0.94 MPa，來流總溫T0=518 K，單位雷諾數(shù)Reunit=3.9×106m-1，有效試驗(yàn)時(shí)間約為7 s。風(fēng)洞試驗(yàn)共采用了6 個(gè)風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ停?0-60 基準(zhǔn)、30-60氣源、30-60自持、30-75基準(zhǔn)、30-75氣源和30-75自持試驗(yàn)?zāi)Ｐ汀！?0”是指一楔角度為30°，“60/75”是指二楔角度為60°/75°，“基準(zhǔn)”是指無射流控制的雙楔試驗(yàn)?zāi)Ｐ停皻庠础笔侵竿ㄟ^高壓氣源產(chǎn)生氣源射流的雙楔試驗(yàn)?zāi)Ｐ停白猿帧笔侵竿ㄟ^集氣通道收集高速來流產(chǎn)生自持射流的雙楔試驗(yàn)?zāi)Ｐ汀?/p>

以30-60 氣源模型為例展示試驗(yàn)設(shè)置。如圖1（a）和圖1（b）所示（L 表示長度，?表示直徑），雙楔寬60 mm，一楔長L1=169.9 mm，二楔長L2=89.7 mm。在一楔上設(shè)置40 mm×2 mm長方形縫狀射流出口，射流出口距離一楔、二楔交界處24.5 mm，射流噴射方向與一楔表面成60°夾角。當(dāng)前設(shè)置模型的展向?qū)挾绕裟Ｐ图訉挘捎谏淞髡瓜蚩刂品秶邢蓿虼松淞鞒隹谡瓜驅(qū)挾纫残枰鄳?yīng)加寬，而射流從氣源流向射流出口，壓力損失大，且射流出口寬度越大，損失越大，易導(dǎo)致形成的射流偏弱。此外，若試驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦^寬，風(fēng)洞堵塞度可能過大。射流出口位置則是在滿足熱電偶安裝的情況下盡可能靠近受控激波干擾區(qū)，以期取得更好的控制效果。射流出口下游模型中線上共布置15 個(gè)?2 mm 熱電偶安裝孔用于安裝熱電偶，其中一楔共布置3個(gè)，間距5 mm；二楔共布置12個(gè)，間距6 mm，熱電偶用于測量射流控制前后激波干擾區(qū)熱流變化。射流入口為直徑7 mm 的圓柱型通道，射流入口插入內(nèi)徑4 mm、外徑6 mm 圓截面的高壓氣管，隨后射流經(jīng)過寬為40 mm、厚為4 mm 的長方形截面過渡水平通道，再流入豎直方向?qū)挒?0 mm、厚為2 mm 的射流通道，并從射流出口噴出。過渡水平通道的設(shè)計(jì)即是為了使射流在流入豎直射流通道前基本轉(zhuǎn)變成縫隙狀，從而使縫狀射流更加均勻。考慮到安裝問題，在距離射流出口約32 mm 的位置設(shè)置了壓力傳感器安裝孔，用于安裝NS-3 壓力傳感器測量射流出口靜壓。

圖1 試驗(yàn)設(shè)置Fig.1 Experimental setup

30-60 自持模型將射流通道改為集氣通道，如圖1（c）和圖1（d）所示。自持射流的基本原理類似于進(jìn)氣道，即充分利用激波增壓和來流動(dòng)能增壓，對(duì)于本文試驗(yàn)?zāi)Ｐ停瑏砹魇紫韧ㄟ^雙楔模型下方斜激波進(jìn)行了初步增壓，此時(shí)來流速度仍然為超聲速，仍然具有較高的動(dòng)能；隨后來流進(jìn)入集氣通道，由于集氣通道為收縮型結(jié)構(gòu)，來流將進(jìn)一步減速，由能量守恒方程可知，高速來流的動(dòng)能進(jìn)一步轉(zhuǎn)化為壓力能；但此時(shí)，來流速度可能仍然較高，因此在過渡通道可能會(huì)出現(xiàn)滯止激波，進(jìn)一步減速增壓，并經(jīng)過射流通道在射流出口形成自持射流。

此外，30-60 基準(zhǔn)模型相比30-60 氣源模型取消了射流通道和射流孔，30-75 系列3 個(gè)模型將二楔角度改為75°，其他設(shè)置與對(duì)應(yīng)的30-60 系列模型保持一致。以30-60 自持模型為例展示了原點(diǎn)和坐標(biāo)軸的設(shè)定，如圖1（c）和圖1（d）所示，原點(diǎn)為一楔和二楔交線的中點(diǎn)，X 方向與一楔平行并指向流向下游，Y 方向垂直于一楔，因此在計(jì)算二楔上熱電偶X 坐標(biāo)時(shí)，30-60 模型和30-75 模型需要分別按30°和45°進(jìn)行投影。

風(fēng)洞試驗(yàn)工況如表1 所示，其中工況1-1 采用的是30-60 基準(zhǔn)模型；工況1-2～1-8 采用的是30-60 氣源模型，通過高壓氣源（常溫）產(chǎn)生不同壓比的氣源定常射流進(jìn)行流動(dòng)控制，射流壓比（Pressure Ratio，PR）定義為射流出口靜壓與一楔斜激波波后靜壓（約2.9 kPa）的比值；工況1-9為30-60 自持模型，通過集氣通道集氣產(chǎn)生自持射流進(jìn)行流動(dòng)控制；工況2-1 為30-75 基準(zhǔn)模型，工況2-2～2-11 為30-75 氣源模型，工況2-12 為30-75 自持模型。

表1 試驗(yàn)工況Table 1 Experimental cases

1.2 試驗(yàn)測量裝置

熱電偶采用的是中國科學(xué)院力學(xué)研究所研制的E 型同軸熱電偶，如圖2 所示，該熱電偶是基于表面溫度測量熱傳導(dǎo)理論研制的熱流傳感器，通過測定溫度變化歷程反算得到熱流。熱電偶熱流信號(hào)響應(yīng)時(shí)間小于5 μs，溫度測量范圍為-100～500 ℃，熱流測量范圍為0～50 MW/m2，熱流測量精度<7%。

圖2 E 型同軸熱電偶Fig.2 E-type coaxial thermocouple

傳感器測量熱流時(shí)，首先測得溫度隨時(shí)間的變化曲線，隨后換算成熱流值，熱流計(jì)算公式為

式中：T 為溫度；t 為時(shí)刻；τ 為時(shí)間變量。

離散后的熱流計(jì)算公式為

式中：n 為采集點(diǎn)序列數(shù)；i 為循環(huán)數(shù)；ti為時(shí)刻；T（ti）為ti時(shí)刻熱電偶輸出溫度值，其余下標(biāo)含義以此類推；ρck 為熱電偶平均物性參數(shù)，試驗(yàn)采用的熱電偶（ρck）1/2=8 160 J/（s1/2·m2·K）。

采用上海天沐公司的NS-3 壓力傳感器測量試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜕淞鞒隹谔庫o壓，傳感器量程為0～400 kPa，綜合測試精度為±0.25%F.S.（F.S.即Full Scale，滿量程）。

風(fēng)洞試驗(yàn)段兩側(cè)設(shè)置有兩個(gè)?350 mm 光學(xué)玻璃窗口，試驗(yàn)中通過該窗口進(jìn)行了紋影拍攝。紋影系統(tǒng)包括光源、兩個(gè)凹面鏡、兩個(gè)平面鏡、刀口以及高速相機(jī)，采用典型的Z 型布置，相機(jī)采用的是ACS-3 高速相機(jī)，拍攝幀頻為1 000 fps，曝光時(shí)間為1.1 μs。

數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)采用的是東華DH8302 動(dòng)態(tài)信號(hào)測試分析系統(tǒng)，該數(shù)據(jù)采集儀量程范圍5～10 000 mV、采樣頻率最高可達(dá)1 MHz、噪聲<3 μVrms，適用于低信號(hào)值（63 μV/K）熱電偶的數(shù)據(jù)采集。此外DH8302 配備有熱電偶采集模塊，便于試驗(yàn)測量，試驗(yàn)中共使用了15 個(gè)采集通道。

2 無控激波干擾流場與熱流分析

30-60 基準(zhǔn)模型和30-75 基準(zhǔn)模型紋影、流場結(jié)構(gòu)示意圖和熱流測量結(jié)果如圖3、圖4 所示，熱流測量結(jié)果的橫坐標(biāo)為熱電偶測點(diǎn)的幾何相對(duì)位置X/L1（X 為各熱電偶測點(diǎn)的橫坐標(biāo)，L1為一楔長度）。對(duì)比文獻(xiàn)［9］基于無黏流場的分類可知，30-60 基準(zhǔn)模型中流場結(jié)構(gòu)為典型的第Ⅴ類激波干擾。一楔產(chǎn)生的斜激波IP 與二楔產(chǎn)生的弓形激波PW 相互干擾，產(chǎn)生透射激波PT、馬赫桿TQ，三波點(diǎn)P和T 發(fā)出的兩道滑移線C1和C2形成射流邊界，包裹著超聲速射流［4，9］。此外，一楔和二楔之間產(chǎn)生了一個(gè)分離區(qū)，分離區(qū)上游產(chǎn)生了分離激波SO，且分離激波末端打在透射激波PT上，分離區(qū)下游產(chǎn)生再附激波BQ，與馬赫桿TQ 相連接。需要指出的是，文獻(xiàn)［4，9］中，三波點(diǎn)Q 發(fā)出的滑移線包圍著超聲速氣流向下游移動(dòng)，QR 是反射激波，下游可能還存在相應(yīng)的激波結(jié)構(gòu)，但在試驗(yàn)中上述流動(dòng)現(xiàn)象未能通過紋影觀測到。從熱流沿流向的變化結(jié)果可以看出，激波干擾區(qū)的熱流顯著高于非激波干擾區(qū)，熱流極值位于激波干擾區(qū)與二楔壁面的接觸區(qū)域，即X/L1=0.08（測點(diǎn)6，再附點(diǎn)R和反射激波點(diǎn)B 之間），約91.9 kW/m2。

圖3 30-60 基準(zhǔn)和30-75 基準(zhǔn)模型紋影測量結(jié)果及流場結(jié)構(gòu)示意圖Fig.3 Schlieren measurement results and schematic diagrams of flow structures for 30-60 reference and 30-75 reference models

圖4 30-60 基準(zhǔn)和30-75 基準(zhǔn)模型熱流測量結(jié)果Fig.4 Heat flux measurement results for 30-60 reference and 30-75 reference models

由于本文模型展向?qū)挾绕赡艽嬖谥S效應(yīng)的影響，為了確認(rèn)流場波系結(jié)構(gòu)，利用激波極線［4］方法對(duì)30-60 基準(zhǔn)流場進(jìn)行了理論分析。如圖5 所示，圖中θ 為氣流偏轉(zhuǎn)角，P/P∞為流場靜壓與來流靜壓的比值，激波極線圖中某一特定的點(diǎn)即對(duì)應(yīng)于圖3 流場示意圖相應(yīng)區(qū)域的流場參數(shù)。來流馬赫數(shù)Ma∞=8，原點(diǎn)即點(diǎn)對(duì)應(yīng)來流參數(shù)。一楔后馬赫數(shù)Ma1=2.58，流場參數(shù)由跳至①點(diǎn)。分離激波波后馬赫數(shù)Ma2=2.41，流場參數(shù)由①點(diǎn)跳至②點(diǎn)。透射激波PT 波后馬赫數(shù)Ma3=1.98，流場參數(shù)由弱解的②點(diǎn)跳至強(qiáng)解的③④點(diǎn)，其中④點(diǎn)是弓形激波PW 后的流場參數(shù)，透射激波PT 的作用即是對(duì)②區(qū)的流場進(jìn)一步增壓，以實(shí)現(xiàn)③區(qū)和④區(qū)的壓力匹配。斜激波QB 波后馬赫數(shù)Ma7=1.25，流場參數(shù)由②點(diǎn)跳至⑦點(diǎn)。激波極線中①⑦點(diǎn)位置由一楔角30°、二楔角60°確定，②點(diǎn)由紋影圖中分離激波角（55.8°）確定。③④點(diǎn)位于②區(qū)分離激波極線與區(qū)來流激波極線交點(diǎn)處，與之類似，⑤⑥點(diǎn)位于③區(qū)激波極線與②區(qū)分離激波極線交點(diǎn)處，⑧⑨點(diǎn)位于②區(qū)分離激波極線與⑦區(qū)激波極線交點(diǎn)處。從激波極線的分析及與文獻(xiàn)［9］無黏結(jié)果的對(duì)比可以確認(rèn)，圖3給出的第Ⅴ類激波干擾流場示意圖是合理的。后文中第Ⅳ類激波干擾基準(zhǔn)流場及射流控制流場參考30-60 基準(zhǔn)模型給出了流場結(jié)構(gòu)示意圖，但由于黏性影響大且彎曲激波較多，僅在射流噴出等影響較小的區(qū)域利用激波極線進(jìn)行了一定的輔助分析。

圖5 30-60 基準(zhǔn)流場對(duì)應(yīng)激波極線Fig.5 Shock polar diagram for 30-60 reference flow field

30-75 基準(zhǔn)模型中流場結(jié)構(gòu)則為典型的第Ⅳ類激波干擾。此時(shí)，斜激波IP和弓形激波PW 干擾產(chǎn)生的超聲速射流結(jié)構(gòu)直接沖擊二楔壁面，并在沖擊處產(chǎn)生高熱流，即X/L1=0.12（測點(diǎn)8，滑移線C1和C2與壁面交點(diǎn)之間），熱流極值約為111.1 kW/m2，高于30-60 基準(zhǔn)模型中第Ⅴ類激波干擾產(chǎn)生的熱流極值。此外，除30-60 基準(zhǔn)模型激波干擾區(qū)對(duì)應(yīng)的幾個(gè)測點(diǎn)，30-75 基準(zhǔn)模型各測點(diǎn)對(duì)應(yīng)的熱流均要更高。由于二楔角度增大，分離區(qū)明顯變大，此時(shí)分離激波SO 與一楔斜激波IP 相互干擾，相交于點(diǎn)S1并導(dǎo)致斜激波的后半段S1P 角度增大，而分離激波SO 的后半段角度則顯著變小，且略為彎曲。需要指出的是，紋影圖中馬赫桿TQ直接與分離區(qū)相連接，且未觀察到明顯的再附激波，再附激波可能與馬赫桿TQ 融合，由此可見分離區(qū)對(duì)激波干擾區(qū)域影響較大。試驗(yàn)中第Ⅴ、Ⅳ類激波干擾流場中均觀察到了分離激波的非定常運(yùn)動(dòng)，但激波干擾區(qū)域流場結(jié)構(gòu)及熱流測量結(jié)果隨時(shí)間振蕩變化較小，因此分析認(rèn)為分離激波的非定常運(yùn)動(dòng)對(duì)本文研究影響較小。

3 雙楔激波干擾射流控制

3.1 第Ⅴ類激波干擾控制

接著開展了雙楔激波干擾射流控制研究，首先是30-60 模型中第Ⅴ類激波干擾的控制，紋影及示意圖如圖6、圖7 所示。隨著氣源射流的噴出，射流誘導(dǎo)產(chǎn)生一道弓形射流激波JP2，射流和射流激波共同對(duì)下游激波干擾區(qū)產(chǎn)生控制作用，使激波干擾流場發(fā)生顯著變化，不再呈現(xiàn)典型的第Ⅴ類激波干擾結(jié)構(gòu)。弓形射流激波JP2與一楔斜激波IP1相交于P1，并相互干擾產(chǎn)生膨脹波系P1L［9，32］。而弓形 射流激波JP2與二楔 弓形激 波P2W 相互干擾，誘導(dǎo)產(chǎn)生透射激波P2N和馬赫桿P2Q。射流與來流之間形成剪切層JM，在一定程度上隔絕了激波干擾區(qū)與壁面之間的干擾。強(qiáng)射流使得分離區(qū)及分離激波SS1向上游移動(dòng)，并與一楔斜激波相交于S1點(diǎn)。由于射流寬度沒有展向全覆蓋，因此紋影流場中可能存在三維效應(yīng)的影響，因此采取激波極線方法進(jìn)行輔助分析驗(yàn)證是必要的。然而，對(duì)于射流控制下雙楔復(fù)雜流場，黏性的影響難以消除，且流場中包含較多的彎曲激波，因此綜合考慮，針對(duì)可能出現(xiàn)三維效應(yīng)的射流出口附近激波干擾區(qū)進(jìn)行理論分析。以PR=1.2 流場為例，如圖6（a）、圖7（a）、圖8，來流馬赫數(shù)Ma∞=8，原點(diǎn)即點(diǎn)對(duì)應(yīng)來流參數(shù)。一楔后馬赫數(shù)Ma1=2.58，流場參數(shù)由點(diǎn)跳至①點(diǎn)。分離激波角相比基準(zhǔn)流場略微增大，約為56.6°，波后馬赫數(shù)Ma2=2.37，流場參數(shù)由①點(diǎn)跳至②點(diǎn)。將弓形射流激波JP2靠近射流出口部分近似看做直線斜激波，測得激波角度約為70°，其波后馬赫數(shù)Ma3=1.88，流場參數(shù)由②點(diǎn)跳至③點(diǎn)。從圖8 激波極線可以看出，弓形激波波后激波極線未與來流激波極線相交，即③區(qū)靜壓高于⑤區(qū)靜壓，因此，為了實(shí)現(xiàn)壓力匹配，產(chǎn)生了膨脹波P1L。而P1K 理論上應(yīng)為滑移線，紋影圖中對(duì)應(yīng)位置可能是紋影圖三維積分效應(yīng)的影響。而對(duì)于P2點(diǎn)附近的激波干擾，主要由射流弓形激波JP2誘導(dǎo)，因此，分析認(rèn)為三維效應(yīng)影響較小。由于射流壓比越大，弓形射流激波角越大，因此③區(qū)與⑤區(qū)的壓力差越大，膨脹波越強(qiáng)，但其對(duì)應(yīng)射流噴出區(qū)域的流場結(jié)構(gòu)均一致。

圖6 第Ⅴ類激波干擾氣源/自持射流控制紋影測量結(jié)果Fig.6 Schlieren measurement results of Type-Ⅴ shock interaction control by steady/self-sustaining jets

圖7 第Ⅴ類激波干擾射流控制示意圖Fig.7 Schematic diagrams of Type-Ⅴ shock interaction control by jets

圖8 第Ⅴ類激波干擾射流控制流場（PR=1.2）激波極線Fig.8 Shock polar diagram of Type-Ⅴ shock interaction control flow field by jets（PR=1.2）

隨著射流壓比的變化，P2點(diǎn)附近流場結(jié)構(gòu)有一定的變化，并對(duì)降熱效果有顯著的影響。當(dāng)氣源射流壓比較小時(shí)（PR≤4.8，圖6（a）～圖6（c）、圖7（a）），弓形射流激波JP2相對(duì)較弱，對(duì)馬赫桿P2Q 的強(qiáng)度影響較小，馬赫桿P2Q 仍與壁面有著較強(qiáng)的相互干擾，馬赫桿P2Q 所在位置附近也是壁面高熱流所在，如圖9 所示。但可以發(fā)現(xiàn)，隨著射流壓比增大，馬赫桿P2Q 逐漸被射流推向下游，雙楔表面熱流值也相應(yīng)改變。如圖9 所示，基準(zhǔn)工況中熱流極值出現(xiàn)在X/L1=0.08（測點(diǎn)6），壓比1.2和3.0 時(shí)熱流極值均出現(xiàn)在X/L1=0.17（測點(diǎn)9），而壓比4.8 時(shí)熱流極值則出現(xiàn)在X/L1=0.20（測點(diǎn)10）。當(dāng)射流壓比較大時(shí)（PR>4.8，圖6（d）～圖6（g）、圖7（b）），弓形射流激波JP2與二楔弓形激波P2W 相互干擾，在馬赫桿P2Q 上游產(chǎn)生透射激波P2Q1并與剪切層JM 相交于Q1點(diǎn)。在透射激波P2Q1和強(qiáng)射流作用下，馬赫桿P2Q 被顯著削弱，其原理類似于將強(qiáng)激波分散成多個(gè)弱激波系的控制方法。相應(yīng)的，熱流也顯著降低，不再存在明顯的極值，如圖9 所示，熱流較高區(qū)域均出現(xiàn)在X/L1=0.27、0.30（測點(diǎn)12、13）。總體而言，熱流極值隨著射流壓比的增大而不斷降低，相比基準(zhǔn)工況時(shí)的91.9 kW/m2，射流壓比12.0 時(shí)的熱流極值僅為17.3 kW/m2，降低了約81.2%。

圖9 第Ⅴ類激波干擾氣源/自持射流控制熱流測量結(jié)果Fig.9 Heat flux measurement results of Type-Ⅴ shock interaction control by steady/self-sustaining jets

結(jié)合不同射流壓比下的紋影、示意圖及熱流測量結(jié)果，分析認(rèn)為氣源射流控制下雙楔表面熱流降低主要有兩方面原因：一是隔絕作用，即氣源射流噴射到激波干擾流場中后，覆蓋了雙楔壁面并與來流相互作用產(chǎn)生剪切層，在一定程度上隔絕了激波干擾區(qū)域與壁面之間的熱量傳導(dǎo)；二是結(jié)構(gòu)改變作用，即氣源射流顯著改變了激波干擾結(jié)構(gòu)，避免了局部強(qiáng)激波干擾區(qū)的產(chǎn)生。不同射流壓比下兩種因素起的作用不同：當(dāng)射流壓比較小時(shí)，激波干擾結(jié)構(gòu)雖然有所改變，但激波干擾作用仍然較強(qiáng)，隔絕作用占主導(dǎo)；而當(dāng)射流壓比較大時(shí)，兩種因素共同起重要作用，激波與壁面的干擾顯著減弱，因此熱流顯著降低。

圖6（h）展示了第Ⅴ類激波干擾自持射流控制結(jié)果。高速來流經(jīng)過試驗(yàn)?zāi)Ｐ拖路降募げㄏ祲嚎s，并在集氣通道內(nèi)滯止，形成高壓區(qū)，從而可經(jīng)過射流通道在射流出口形成自持射流，經(jīng)測量，自持射流壓比約為1.7。在自持射流控制下，激波干擾區(qū)同樣被推向下游，此時(shí)熱流極值出現(xiàn)在X/L1=0.14（測點(diǎn)8），約為73.2 kW/m2，相比無控狀態(tài)降低了約20%，如圖9 所示。然而，對(duì)比發(fā)現(xiàn)，壓比1.7 的自持射流的降熱效果低于壓比為1.2 時(shí)的氣源射流（降熱約37.9%）。這是由于氣源射流由高壓氣源直接產(chǎn)生，總溫為室溫，而自持射流的總溫則為高速來流滯止后的總溫，接近風(fēng)洞來流總溫。由此可見射流溫度對(duì)于激波干擾控制降熱效果也具有較為顯著的影響。

3.2 第Ⅳ類激波干擾控制

30-75 模型中第Ⅳ類激波干擾控制的紋影結(jié)果及示意圖如圖10、圖11 所示。與第Ⅴ類激波干擾控制類似，隨著氣源射流的噴出，射流誘導(dǎo)產(chǎn)生一道弓形射流激波，射流和射流激波共同對(duì)下游激波干擾區(qū)產(chǎn)生控制作用，且射流壓比對(duì)流場結(jié)構(gòu)及降熱效果影響同樣顯著。當(dāng)射流壓比較小時(shí)（PR≤4.8，圖10（a）～圖10（c）、圖11（a）），第Ⅳ類激波干擾流場結(jié)構(gòu)未發(fā)生明顯變化，此時(shí)，弓形射流激波JP 與一楔斜激波IP 以及二楔弓形激波PW 相交于P點(diǎn)，并相互干擾產(chǎn)生超聲速射流和膨脹波系PL。強(qiáng)射流使得分離區(qū)及分離激波SS1向上游移動(dòng)，并與一楔斜激波相交于S1點(diǎn)。但是射流及剪切層JM 對(duì)超聲速射流與壁面的干擾有一定的隔絕作用，相應(yīng)的，激波干擾區(qū)熱流極值也有一定的降低。射流壓比4.8時(shí)降為約87.4 kW/m2，相比基準(zhǔn)狀態(tài)降低了約21.3%，熱流極值位置均在X/L1=0.12（測點(diǎn)8）。當(dāng)射流壓比較大時(shí)（PR>4.8，圖10（d）～圖10（j）、圖11（b）），激波干擾流場開始出現(xiàn)明顯的變化，弓形射流激波JP1與一楔斜激波IP3以及二楔弓形激波P2W 通過透射激波P3P2和P3P1相連接，且X/L1=0.04～0.12（測點(diǎn)5～8）附近逐漸出現(xiàn)一道滯止激波P2Q。當(dāng)射流壓比大于10.2 時(shí)（圖10（g）～圖10（j）），滯止激 波P2Q 逐漸與二楔弓形激波P2W 直接相連，且隨著射流壓比越來越大，滯止激波P2Q 也逐漸增強(qiáng)。滯止激波P2Q 的出現(xiàn)使得無控時(shí)激波干擾區(qū)產(chǎn)生的超聲速射流完全消失，超聲速流動(dòng)經(jīng)過滯止激波P2W 轉(zhuǎn)變?yōu)閬喡曀倭鲃?dòng)，從而避免了超聲速射流直接沖擊二楔壁面。相應(yīng)的，雙楔壁面熱流也顯著降低，且熱流極值均出現(xiàn)在X/L1=0.07～0.12（測點(diǎn)6～8）之間，這也與滯止激波所在的位置密切相關(guān)。當(dāng)射流壓比為17.4時(shí)，熱流極值僅為22.7 kW/m2，降低了79.6%，如圖12 所示。可見對(duì)于第Ⅳ類激波干擾，當(dāng)射流壓比較大時(shí)，同樣是隔絕作用和結(jié)構(gòu)改變作用共同導(dǎo)致了雙楔壁面熱流降低。

圖10 第Ⅳ類激波干擾氣源/自持射流控制紋影測量結(jié)果Fig.10 Schlieren measurement results of Type-Ⅳ shock interaction control by steady/self-sustaining jets

圖11 第Ⅳ類激波干擾射流控制示意圖Fig.11 Schematic diagrams of Tpe-Ⅳ shock interaction control by jets

圖12 第Ⅳ類激波干擾氣源/自持射流控制熱流測量結(jié)果Fig.12 Heat flux measurement results of Type-Ⅳshock interaction control by steady/selfsustaining jets

圖10（k）展示了第Ⅳ類激波干擾自持射流控制結(jié)果。與第Ⅴ類激波干擾自持射流控制一致，高速來流在集氣通道內(nèi)滯止，并在射流出口形成壓比約為1.7 的自持射流。由于自持射流壓比較低，激波干擾流場未發(fā)生顯著改變。此時(shí)熱流極值仍出現(xiàn)在X/L1=0.12（測點(diǎn)8），約為106.1 kW/m2，僅降低了約4.5%。相同自持射流控制下降熱效果顯著低于第Ⅴ類激波干擾控制，可見第Ⅳ類激波干擾控制對(duì)于射流壓比的要求更高。在后續(xù)的研究中，可通過優(yōu)化進(jìn)氣口設(shè)計(jì)減少壓力損失以及將進(jìn)氣口布置于飛行器駐點(diǎn)等高壓處提高自持射流壓比，進(jìn)而提升控制效果。

4 結(jié)論

開展了基于氣源/自持定常射流的高超聲速雙楔流場第Ⅴ類、第Ⅳ類激波干擾主動(dòng)流動(dòng)控制試驗(yàn)研究，進(jìn)行了紋影及熱流測量，得到的主要結(jié)論如下：

1）雙楔激波干擾流場控制降熱機(jī)理主要體現(xiàn)在兩方面：一是隔絕作用，射流與來流干擾形成剪切層，減弱了激波干擾區(qū)與壁面的相互作用；二是結(jié)構(gòu)改變作用，射流顯著改變了激波干擾結(jié)構(gòu)，使其不再是傳統(tǒng)的第Ⅴ類、第Ⅳ類激波干擾，避免了局部強(qiáng)激波干擾區(qū)的產(chǎn)生。射流壓比較小時(shí)，隔絕作用占主導(dǎo)；射流壓比較大時(shí)，兩種因素共同起重要作用。

2）射流壓比對(duì)激波干擾流場控制降熱效果具有顯著影響，射流壓比越大，隔絕作用及結(jié)構(gòu)改變作用均越強(qiáng)，熱流極值降低比例也越大，第Ⅴ類、第Ⅳ類激波干擾的熱流極值最高降低分別約為81.2%和79.6%。

3）提出了基于高速來流能量利用的雙楔激波干擾自持射流主動(dòng)流動(dòng)控制方式，在自持射流（壓比為1.7）控制下，第Ⅴ類、第Ⅳ類激波干擾熱流極值分別降低約20%和4.5%。提升集氣壓力是提高自持射流壓比，進(jìn)而提升激波干擾控制降熱效果的關(guān)鍵。

致謝

衷心感謝南京航空航天大學(xué)NHW 風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)室的同學(xué)和實(shí)驗(yàn)員在試驗(yàn)完成過程中提供的幫助，衷心感謝中國科學(xué)技術(shù)大學(xué)王軍在論文完成過程中提供的幫助。