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摘要
逆向射流是一种有效的主动控制减阻防热技术，根据其在高超声速流中的流场结构可分为长射流模式和短射流模式。为研究逆向射流的流动机理和长短射流模式变化对高超声速飞行器的减阻防热性能的影响，采用了可压缩雷诺平均Navier-Stokes方程和SST-ω湍流方程，在自由来流马赫数为6的条件下，对带射流孔的二维钝头体模型进行了计算。得到了不同射流总压比下的流场结构和射流流场在形成过程中的壁面斯坦顿数和压力分布。结果表明，射流模式的转变发生在射流总压比为PR值在0.0555～0.056范围内时，长射流模式减阻效果好，短射流模式防热效果更好。此外，长射流在形成过程中壁面斯坦顿数先降低后升高，压力一直降低直至流场稳定。短射流的形成过程中壁面斯坦顿数和压力一直下降直至流场稳定。
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