《Aerospace》：Multi-Aircraft Coordinated Target Assignment Based on Chaotic Mutation Adaptive Salp Swarm Algorithm
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本文创新性地提出一种结合风ward凹腔与多孔逆向射流的主动热防护系统（TPS），通过FLOEFD软件在6.5马赫条件下系统模拟单孔、四孔、五孔及九孔射流布局。研究表明，五孔交叉分布射流（孔径40mm，中心距60mm）可形成协同冷却气幕，使表面静压、阻力与温度分别降低51.7%、33.9%和31.2%，为高超声速飞行器TPS设计提供了新范式。
引言
在固体与气体极高相对速度条件下，固-气界面摩擦会产生巨大阻力，同时热传导导致固体及附近气体温度升高，进而因激波效应使固体表面压力急剧上升。例如飞行器高速飞行时，其头部和机身会承受严重气动热和巨大阻力，即热障现象。由于前方空气的强烈压缩，飞行器头部形成弓形激波，进一步压缩空气并将大部分气流动能转化为热能，导致空气温度骤升，与飞行器表面产生巨大温差，引发热能向表面快速传递。同时弓形激波会增大飞行器阻力和表面温度，导致性能下降、结构变形甚至直接损伤。因此，设计热防护系统（TPS）对保障高速飞行安全至关重要。
TPS可分为被动式、半被动式和主动式。被动式主要依赖材料特性和飞行器形状设计，但其效果受飞行速度、高度等因素限制，且厚重隔热材料会增加系统重量。主动式TPS则包括薄膜冷却、发散冷却、再生冷却、冲击冷却和逆向射流等形式。其中逆向射流技术通过从飞行器头部喷射冷却气体，将强弓形激波推离表面，形成回流区和剪切层，从而有效降低气动热和阻力。
方法
本研究采用商业计算流体动力学（CFD）软件FLOEFD2312求解三维Navier-Stokes方程，模拟带逆向射流的鼻锥模型超音速流动。数值模型基于高马赫数流动的质量、动量和能量守恒方程建立。计算域底部设置为马赫6.5的超音速自由流入口边界条件，对应25公里飞行高度，总压力4MPa，总温度1527°C，静态温度295.15K。
在进行主要模拟前开展了网格无关性研究，对比三种网格密度（Level 1：183,408；Level 2：471,875；Level 3：1,602,310）的模拟结果。定量评估显示中等网格与精细网格在总表面静压和温度上的差异小于2%，且流场结构高度一致，故选择Level 2网格进行后续所有模拟。
模拟策略首先建立无逆向射流的基准案例，随后系统评估单孔（直径20/40/60mm）、交叉分布孔（4/5/9孔）及矩形分布孔等不同射流配置。通过改变射流马赫数（0-3Ma）分析其对热防护和减阻性能的影响。
结果与讨论
无逆向射流基准模拟显示，鼻锥承受总阻力286KN，总表面静压76.64atm，总表面温度2192.87°C，极端条件会显著缩短飞行器寿命。
单孔逆向射流模拟发现，孔径对热防护效果存在显著影响。20mm孔径方案在射流马赫数0.5时表面静压和温度最低，但阻力反而增加至289KN。40mm孔径方案使表面静压和温度分别降至49.5atm和1883°C，较基准下降35.4%和14.1%，阻力降低22%至223KN。继续增大孔径至60mm时性能未进一步提升，表明单孔射流性能不随孔径无限提升，过大孔径会引发射流自干扰。
多孔逆向射流模拟揭示了更复杂的流场相互作用机制。四孔对称布局效果略优于单孔最优方案。五孔交叉分布设计（孔径40mm，中心距60mm）表现出最优性能：射流间产生协同作用，形成更均匀的"冷却毯"，共同扰动来流并瓦解主弓形激波，使表面静压降至37atm（降幅51.7%），温度降至1509°C（降幅31.2%），阻力降至189KN（降幅33.9%）。对比发现，射流间距过大会减弱射流间有益相互作用，而九孔布局因射流过密导致相互干扰，性能反而下降。矩形分布等非对称布局会显著增加表面静压，实用价值较低。
射流结构设计
基于模拟结果，设计了五孔射流装置。当系统启动时，鼻锥后部进气口向内旋转开启，气体通过进气管进入装置内部。高速气流推动叶轮旋转，离心力使气体进入狭窄单元壳体减速加压，最终通过波纹管推开止回阀，从锥体喷出形成逆向射流。
结论
本研究通过CFD模拟系统评估了多种逆向射流TPS方案。结果表明，五孔交叉分布射流（孔径40mm，中心距60mm）能通过射流协同作用形成有效冷却气幕，显著提升热防护性能。该方案为高超声速飞行器主动热防护技术提供了新的设计思路和理论依据，对拓展逆向射流技术在极端条件下的应用具有重要意义。
