摘要
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高超声速飞行器因其在民用和军事领域都有着重要的应用价值，受到越来越
多的关注，但如何减小阻力，降低飞行器表面的气动加热是高超声速飞行器设计中
要考虑的最重要的问题之一。逆向喷流作为一种主动流动控制技术，因其在减阻
防热方面的良好效果日益成为研究热点。然而，逆向喷流流场具有很强的不稳定
特性，同时喷流流场的减阻降热机理以及伴随的流场振荡特别是长穿透模态下弓
形激波出现大幅振荡、流场出现极不稳定的问题尚有待深入研究。
由于气动力和气动热的非稳态模拟受离散格式、真实气体效应等多方面因素
的影响，这些因素导致高超声速的数值模拟一直是计算流体力学的难点之一。同
时就如何减小阻力，降低飞行器表面的气动加热以及逆向喷流中长模态的减阻降
热机理和振荡抑制也是高超声速飞行器设计中要考虑的重要问题。因此，本文为
了准确预测飞行器的气动力和热环境，利用在OpenFOAM平台上开发的非定常求
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解器，植入了新的分裂格式AUSM?up，修正了地球环境下的Park化学反应模
型，通过捕捉各物理量在不同时刻的瞬态分布，以期对高超声速半球头体逆向喷流
技术的减阻降热机理、流场结构及其不稳定特性进行更加真实的模拟研究。
基于开新发的求解器，考虑高温气体真实气体效应，开展了高超声速飞行器的
热化学非平衡气动热数值计算，分析了采用不同组分化学反应模型和热力学非平
衡模型对激波脱体距离、壁面热流和温度分布等的影响。与2组分无化学反应相
比，7组分和11组分化学反应模型的激波距离减小，化学反应不可忽略；同时11
组分化学模型的电离度大于7组分化学模型的电离度，而对比发现，电离作用对激
波脱体距离和球头体壁面的热流分布影响很小。
对高超声速半球头体常温逆向喷流的减阻机理、流场结构及其不稳定性特征
进行了研究。详细分析了在逆向喷流作用下弓形激波来回振荡、改变飞行器周围
流场结构而降低飞行器阻力的减阻机理及其不稳定性特征，发现不单是在长穿透
模态下，在部分短穿透模态下弓形激波也会出现一定幅度的来回振荡，且均表现为
时间非对称性振荡；瞬态阻力系数曲线和激波脱体距离曲线振荡频率一致，但峰值
之间有相位差。
对高超声速半球头体逆向喷流不同喷流温度下的减阻效率、流场结构及其不
稳定性特征进行了研究。研究发现，高温喷流会使阻力系数曲线的振幅大幅度减
小，对流场振荡有明显的抑制作用；此外，单位质量的减阻效率随喷流温度的增加
而增大，同等效率下高温喷流的质量流量减小，可以减少系统重量，节省占用空间
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哈尔滨工业大学工学博士学位论文
和成本。因此，提高喷流温度是比提高喷压比更为有效的减阻和稳定流场的方法。
伴随逆向喷流的长穿透模态振荡问题仍有待进一步研究，对具有脉冲逆向喷
流的高超声速半球体的流场不稳定特性进行了数值研究。从减阻、降热效率和激波
脱体距离变化等方面详细研究了脉冲喷流的频率和振幅对长穿透模态行为的影响。
研究发现，脉冲可以使长穿透模态的振荡减缓，降低振荡幅值,同时脉冲喷流的幅
值越高，降热效果越好。因此，对于长穿透模态，脉冲喷流可以同时实现更大的振
荡抑制和更理想的降热效率。
综上所述，本文对逆向喷流的减阻降热机理进行分析，将高温喷流和脉冲逆向
喷流应用于高超声速飞行器逆向喷流上，达到了球头体飞行器有效减阻降热和长
模态流场振荡抑制的目的。希望本文的研究结果对推进高超声速逆向喷流技术的
工程应用有所帮助，可以为高超声速飞行器气动布局与减阻降热方案提供重要的
理论依据及借鉴参考意义。
关键词：高超声速飞行器；逆向喷流；减阻降热；长穿透模态；流动不稳定性控制
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Abstract
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Hypersonicvehiclehasimportantapplicationvalueinbothcivilandmilitaryfields,
and