董 昊，张旭东，刘是成，程克明，赵 炜

(1. 南京航空航天大学 航空学院，南京 210016；2. 非定常空气动力学与流动控制工业和信息化部重点实验室，南京 210016；3. 中国空气动力研究与发展中心 计算空气动力研究所，绵阳 621000)

0 引言

对于高超声速飞行器，较高的阻力和强烈的气动加热是必须考虑的两个关键问题[1]。飞行器在高马赫数飞行时，强烈的激波会使飞行器表面热流显著攀升，这可能导致飞行器壁面烧蚀甚至飞行器内部电子电路失效[2]。因此，能否有效降低气动加热是高超声速飞行器能否成功应用于工程实际的关键之一。

基于此，Laptoff等[3]提出使用逆向喷流技术来达到降低高超声速飞行器表面热流的目的。逆向喷流一般情况是从飞行器头部喷出与来流方向相反的喷流，以此将激波推离飞行器表面，而喷流接触来流后会反向附着于物面并在喷口附近形成回流区，来流则在回流区外流动并再附。其典型流场结构可分为长穿透和短穿透两种模态，如图1所示[4]。

图1 逆向喷流流场结构[4]Fig. 1 Flow field structure of an opposing jet in supersonic flow[4]

影响逆向喷流流场结构的参数包括来流条件（马赫数、总压、总温等）和喷流条件（喷流工质、喷口几何形状、喷流马赫数、喷流质量流率等）。关联起二者的重要参数为压比PR，即喷流总压与来流总压之比[5]。目前，国内外许多学者[6-10]已经对此进行了大量研究。其中，黄龙呈等[6]总结了目前主要的主动减阻方法及原理，提出可对喷流开关进行控制以及将喷流发生器置于飞行器内部，研究发现该方法可以在避免改变飞行器气动外形的同时有效地减小波阻。……