超声速边界层燃烧减阻技术研究进展

郑 星，冯黎明，张云天，刘远树，薛 瑞

(1.西安交通大学 航天航空学院 机械结构强度与振动国家重点实验室，西安 710049；2.中国空气动力研究与发展中心，绵阳 621000)

0 引言

高超声速飞行的空气阻力巨大，虽然没有确切的定量数据，但是按照法国学者所做的空气-推进平衡分析指出，当飞行马赫数为2时，想要获得一份净推力需要克服的阻力为1，当飞行马赫数为8时，获得一份净推力需要克服的阻力将增加为6[1]。高超声速飞行器阻力按其成因可分为表面摩擦阻力、激波阻力和压差阻力。其中，表面摩擦阻力是飞行器阻力的主要来源，AMDERSON[2]的研究表明，摩擦阻力占高超声速飞行器总阻力的50%以上。从整个高超声速飞行器来看，尽管发动机流道相对于飞行器较短，但是PAULL等[3]经过实验发现，发动机进气道、燃烧室和尾喷管内部的摩擦阻力占飞行器总摩擦阻力的60%。因此，采用一定技术手段减小发动机内的摩擦阻力，无论是对发动机还是整个高超声速飞行器性能的提升都具有重要意义。

主动减阻需要额外的能量输入，主要包括湍流边界层内吹吸气控制[11-14]、等离子体控制[15-19]以及边界层内喷注低密度气体燃料与来流掺混燃烧[20-50]等方式。SANO等[11]模拟了基于展向狭缝的定常吹吸气控制对湍流边界层的影响，发现定常吹气会导致狭缝下游的平均阻力下降，但湍流强度和雷诺切应力增强，而定常吸气控制情况下的结果恰好相反，其下游平均阻力上升，同时湍流强度和雷诺切应力变弱。……