逆向噴流對(duì)雙錐導(dǎo)彈外形減阻特性的影響

王澤江，李杰,*，曾學(xué)軍，王洪亮，李志輝

1.中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 空天技術(shù)研究所，綿陽 621000 2.中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 超高速空氣動(dòng)力研究所，綿陽 621000

高超聲速飛行器潛在的軍事和民用價(jià)值極大，是當(dāng)今世界軍事強(qiáng)國競(jìng)相研發(fā)的熱點(diǎn)。飛行器在大氣中作高速飛行時(shí)，氣流受激波壓縮和黏性阻滯作用，極大的黏性耗散使邊界層內(nèi)的氣體呈現(xiàn)高壓高溫特性[1]。臨近空間飛行時(shí)如何實(shí)現(xiàn)減阻和降熱是高超聲速飛行器設(shè)計(jì)面臨的兩個(gè)重要問題，具有極高研究?jī)r(jià)值。

高超聲速飛行器受到的阻力主要來自波阻，熱環(huán)境嚴(yán)重的部位通常是飛行器頭部和迎風(fēng)前緣，因此減阻和降熱可以通過主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)改變流場(chǎng)波系結(jié)構(gòu)來實(shí)現(xiàn)[2-3]。作為主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)的一種形式，逆向噴流一直受到業(yè)內(nèi)研究者的關(guān)注。逆向噴流技術(shù)是利用逆向噴流與自由來流的相互作用，使流場(chǎng)的波系結(jié)構(gòu)和渦系結(jié)構(gòu)發(fā)生改變，以達(dá)到減阻降熱的目的。

研究逆向噴流技術(shù)，無論是在應(yīng)用還是在理論上都十分有意義，國內(nèi)外學(xué)者為此開展了很多工作[4-6]。Finley[7]通過風(fēng)洞試驗(yàn)，獲得了在逆向噴流與超聲速來流相互作用下，球頭圓柱體和橢圓錐體模型的頭部壁面壓力分布以及不同噴流模態(tài)的紋影圖像。Aso[8]和Hayashi[9-10]等進(jìn)行了逆向噴流對(duì)球頭圓柱體降熱特性的試驗(yàn)研究和數(shù)值仿真。國內(nèi)學(xué)者[11-20]從噴流壓比、噴口尺寸、飛行迎角等角度，對(duì)球頭體在逆向噴流作用下，頭部流場(chǎng)結(jié)構(gòu)、壁面壓力和阻力系數(shù)的變化特性開展了很多研究，揭示了噴流模態(tài)轉(zhuǎn)換機(jī)理，分析了壁面壓力降低和阻力系數(shù)減小與噴流參數(shù)之間的變化關(guān)系。Deng等[21-22]研究了升力體頭部逆向噴流的減阻效應(yīng)、周期振蕩和反饋回路等。

縱觀現(xiàn)有逆向噴流數(shù)值仿真文獻(xiàn)：研究對(duì)象多側(cè)重于噴流對(duì)飛行器頭部的影響，對(duì)飛行器整機(jī)，特別是對(duì)較大尺寸飛行器整機(jī)的減阻特性研究涉及較少；數(shù)值模擬時(shí)，大多直接給定噴流入口參數(shù)，計(jì)算得到噴流與自由來流相互作用的外流場(chǎng)并分析其減阻降熱特性，僅有少量文獻(xiàn)，如Daso[23]、Atiqa[24]等在研究逆向噴流對(duì)Apollo返回艙的減阻降熱影響時(shí)對(duì)噴流的內(nèi)外流場(chǎng)進(jìn)行了完全模擬。

在逆向噴流應(yīng)用設(shè)計(jì)時(shí)，若將逆向噴流對(duì)頭部的減阻效果直接應(yīng)用于飛行器整機(jī)，評(píng)估結(jié)果可能過于樂觀。另外，以噴口為邊界進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，在噴口給定均勻的噴流參數(shù)，忽略了噴管附面層的影響，獲得的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和噴流反作用力均可能與實(shí)際情況存在差別。

為此，本文以典型雙錐導(dǎo)彈外形的球頭、單錐(含頭部)、雙錐(全彈)為研究對(duì)象，采用CFD方法對(duì)逆向噴流的內(nèi)外流進(jìn)行了完全模擬；通過對(duì)不同研究對(duì)象在噴流馬赫數(shù)、噴流壓比等參數(shù)影響下的減阻特性進(jìn)行對(duì)比分析，得到了有價(jià)值的結(jié)論，可為工程設(shè)計(jì)提供一定技術(shù)支持。

1 物理模型和數(shù)值方法

1.1 物理模型和網(wǎng)格設(shè)計(jì)

建模時(shí)，將噴流裝置與飛行器固連作為控制體，對(duì)內(nèi)外流場(chǎng)進(jìn)行完全模擬。這有兩點(diǎn)優(yōu)勢(shì)：一是考慮了噴管附面層的影響，使數(shù)值模擬更加符合物理實(shí)際；二是內(nèi)流場(chǎng)從噴流駐室開始計(jì)算，可將噴流作用力轉(zhuǎn)化為控制體內(nèi)力，消除了將噴口作為計(jì)算邊界而直接給定噴流馬赫數(shù)和壓力溫度等參數(shù)所帶來的計(jì)算誤差。

采用導(dǎo)彈常用的鈍頭雙錐軸對(duì)稱外形，可同時(shí)分析逆向噴流對(duì)球頭、單錐和雙錐的減阻特性。球頭與錐體同軸，頭部半徑rm=50 mm，半錐角θ1=16°，θ2=4°，單錐體(含頭部)彈長(zhǎng)L1=500 mm，雙錐體(即全彈)長(zhǎng)L2=3 000 mm,具體如圖1所示。

圖1 雙錐外形結(jié)構(gòu)Fig.1 Conical outline structure

聲速噴流采用收縮型面噴管(圖2(a))，噴口最高馬赫數(shù)Maj=1.0；超聲速噴流采用錐形擴(kuò)張拉瓦爾噴管(圖2(b))，擴(kuò)張角5°，噴口設(shè)計(jì)馬赫數(shù)Maj=2.0。噴口半徑rj均為6.25 mm，噴流駐室長(zhǎng)度和直徑均為50 mm。

圖3為收縮噴管的計(jì)算域和網(wǎng)格圖，超聲速噴管與之類似，均采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。為適應(yīng)黏性計(jì)算和激波捕捉需要，對(duì)局部網(wǎng)格采用了加密技術(shù)，近壁面網(wǎng)格y+≈1。

圖2 噴流發(fā)生器結(jié)構(gòu)Fig.2 Structure of jet generator

圖3 計(jì)算域和網(wǎng)格圖Fig.3 Compute domain and grid diagrams

設(shè)計(jì)了3套網(wǎng)格，其數(shù)量分別為62 000、76 400、 97 800。經(jīng)無關(guān)性驗(yàn)證，最大誤差<3%。為節(jié)約計(jì)算時(shí)間，本文選用數(shù)量為76 400的網(wǎng)格進(jìn)行計(jì)算。

1.2 控制方程和邊界條件

本文采用的控制方程為二維貼體曲線坐標(biāo)系 下的可壓縮非定常Navier-Stokes(N-S)方程：

?Q/?t+?F/?ξ+?G/?η+S=

(1)

式中：Q=[ρ,ρu,ρv,e]T/J，J為坐標(biāo)變換雅克比矩陣，ρ為密度，u、v是速度分量，e為內(nèi)能；F、G為貼體曲面坐標(biāo)系下的對(duì)流通項(xiàng);Fv、Gv為黏性擴(kuò)散通項(xiàng);S、Sv為源項(xiàng)。

數(shù)值離散時(shí)，對(duì)流項(xiàng)采用二階迎風(fēng)格式，擴(kuò)散項(xiàng)采用中心差分格式；時(shí)間差分格式采用一階精度的隱式格式；湍流模擬使用k-ωSST模型。

計(jì)算采用二維軸對(duì)稱方法，計(jì)算域左邊界為遠(yuǎn)場(chǎng)條件，取自由來流的參數(shù)值；右邊界出口參數(shù)由上游值進(jìn)行插值外推；飛行器表面、噴管內(nèi)壁面和噴流駐室側(cè)壁面設(shè)為絕熱無滑移固壁邊界；噴流駐室右邊界的壓力取噴流總壓，速度為零。

計(jì)算條件為：自由來流馬赫數(shù)Ma∞=4.0，壓力p∞=9.02 kPa，溫度T∞=216.65 K，來流迎角α=0°，噴流壓比PR取1～30之間的16個(gè)狀態(tài)值，噴流總溫T0j=294 K。其中，PR=p0j/p0f，即噴流總壓與自由來流正激波后皮托總壓之比。

2 計(jì)算結(jié)果與分析

2.1 驗(yàn)證計(jì)算

為了驗(yàn)證網(wǎng)格設(shè)計(jì)方法和CFD算法的有效性，用文獻(xiàn)[7]的試驗(yàn)條件進(jìn)行了計(jì)算。圖4給出PR=6.54時(shí)，計(jì)算得到的球頭附近密度云圖與文獻(xiàn)[5]試驗(yàn)得到的紋影圖。圖5給出不同PR時(shí)，頭部壁面無量綱壓力靜壓p計(jì)算結(jié)果與文獻(xiàn)[7]試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比。

從圖4可知，計(jì)算獲得的自由來流弓形主激波、噴流與來流接觸面處的弧形末端激波、噴流側(cè)邊界剪切層的攔截沖波[25]以及噴流內(nèi)部膨脹波的波系結(jié)構(gòu)和激波位置與文獻(xiàn)[7]試驗(yàn)紋影圖對(duì)比一致。

從圖5可知，計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果的差別很小，最大誤差約2.4%。由此說明，本文所采用的物理模型、網(wǎng)格設(shè)計(jì)和數(shù)值模擬方法合理，計(jì)算結(jié)果準(zhǔn)確。

圖4 PR=6.54時(shí)的計(jì)算密度云圖和試驗(yàn)紋影圖Fig.4 Schlieren of test and density contours of computation with PR=6.54

圖5 頭部壁面靜壓隨PR的變化Fig.5 Wall static pressure varying with PR

2.2 流場(chǎng)結(jié)構(gòu)

采用純空氣作為噴流介質(zhì)，噴流駐室總溫T0j=294 K，噴流壓比PR=1，1.5，2，2.5，3，3.5，4，4.5，6，8，10，12，15，20，25，30(16個(gè)計(jì)算狀態(tài))。PR的選擇依據(jù)是覆蓋長(zhǎng)短模態(tài)轉(zhuǎn)換臨界壓比、最佳減阻壓比等特征點(diǎn)，獲得雙錐導(dǎo)彈減阻效果的變化趨勢(shì)。對(duì)聲速和超聲速兩種噴管產(chǎn)生的流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值模擬。計(jì)算時(shí)設(shè)置了壁面壓力等監(jiān)視點(diǎn)，殘差小于10-5時(shí)認(rèn)為計(jì)算收斂，壓力p收斂曲線如圖6所示。

計(jì)算獲得了與文獻(xiàn)[7，12]相同的結(jié)論，即PR>1時(shí)可形成逆向噴流，頭部弓形主激波形狀發(fā)生改變，脫體距離增大；逆向噴流流場(chǎng)存在兩種流動(dòng)模態(tài)：長(zhǎng)射流模態(tài)(圖7(a))和短射流模態(tài)(圖7(b))。逆向噴流在自由來流的作用下發(fā)生反轉(zhuǎn)形成再附環(huán)，在噴流外側(cè)出現(xiàn)低壓回流區(qū)，使得迎風(fēng)面壓力下降，飛行器所受氣動(dòng)阻力減小。

噴流壓比PR小于某個(gè)臨界值時(shí)，出現(xiàn)長(zhǎng)射流模態(tài)，射流中存在不穩(wěn)定的多射流元結(jié)構(gòu)，頭部主激波形成橢圓形凸起，相當(dāng)于在前面伸出一個(gè)桿狀物體(圖7(a))；當(dāng)PR大于這一臨界值時(shí)，流場(chǎng)為短射流模態(tài)，此時(shí)僅有一個(gè)穩(wěn)定的射流元。在噴流末端出現(xiàn)馬赫盤，馬赫盤與噴流側(cè)面剪切層圍成一個(gè)桶形激波，并隨PR的增加而逐漸變強(qiáng)；當(dāng)PR足夠大時(shí)，末端激波足夠強(qiáng)，使得橢圓形凸起的形狀與主激波外形一致，相當(dāng)于在頭部生長(zhǎng)了一個(gè)包覆鞘套(圖7(b))。

圖6 壓力收斂曲線Fig.6 Curve of pressure convergence

圖7 兩種流動(dòng)模態(tài)的流場(chǎng)壓力等值線圖Fig.7 Pressure contour maps of two flow modes

短射流模態(tài)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)較穩(wěn)定，收斂時(shí)其壁面壓力監(jiān)測(cè)曲線的振蕩特性很弱(圖8(a))。臨界值附近的長(zhǎng)射流模態(tài)，流場(chǎng)結(jié)構(gòu)呈現(xiàn)自激振蕩特性，壁面壓力和激波脫體距離等參數(shù)的波動(dòng)較大。圖8(b)為聲速噴流在PR=1.25時(shí)壁面某點(diǎn)壓力隨時(shí)間的變化曲線。由圖8(b)可知，振蕩周期約0.32 ms， 最大振幅約為均值的10%，不穩(wěn)定性很強(qiáng)。長(zhǎng)模態(tài)時(shí)振蕩慢但幅度大，短模態(tài)時(shí)振蕩快但幅度小。振蕩周期通過設(shè)置壓力監(jiān)測(cè)點(diǎn)可以準(zhǔn)確求出。

為了減小噴流結(jié)構(gòu)不穩(wěn)定帶來的誤差，當(dāng)噴流流場(chǎng)振蕩特性比較明顯時(shí)，在得到穩(wěn)態(tài)流場(chǎng)后采用非定常方法繼續(xù)進(jìn)行計(jì)算，數(shù)據(jù)處理取一個(gè)振蕩周期內(nèi)的平均值。

圖8 壁面靜壓隨時(shí)間變化歷程Fig.8 Time-history of static pressure on body surface

2.3 逆向噴流減阻特性

逆向噴流在自由來流的作用下發(fā)生反轉(zhuǎn)形成再附環(huán)，在噴流外側(cè)出現(xiàn)低壓回流區(qū)，使得迎風(fēng)面壓力下降，飛行器所受氣動(dòng)阻力減??；同時(shí)，噴流反作用力會(huì)抵消部分推力，等效于飛行器的阻力增加。這二者是相互矛盾的，因此工程應(yīng)用時(shí)需要針對(duì)具體對(duì)象，對(duì)氣動(dòng)阻力和噴流作用力進(jìn)行綜合分析，確定合理的噴流壓比，才能確保逆向噴流減阻有效。

為便于分析和敘述，本文定義減阻系數(shù)或阻力變化系數(shù)ΔCD為帶噴流時(shí)飛行器阻力系數(shù)CDj與無噴時(shí)阻力系數(shù)CD0的相對(duì)變化量，即

ΔCD=(CDj-CD0)/CD0

(2)

減阻系數(shù)ΔCD<0表示逆向噴流具有減阻效果。帶噴流時(shí)的阻力系數(shù)考慮了噴流的反作用力影響，即

D=Dout+Din+p0j·Sc

(3)

式中：Dout為飛行器所受氣動(dòng)阻力，；Din為噴管內(nèi)壁面和噴流駐室內(nèi)側(cè)面的氣動(dòng)阻力；Sc為噴流駐室右端面的面積。

1) 逆向噴流對(duì)球頭的減阻影響

圖9給出雙錐體前部球頭的減阻系數(shù)ΔCD隨噴流壓比PR的變化曲線。圖9中，實(shí)心圖標(biāo)減阻系數(shù)曲線代表聲速噴流情況，空心圖標(biāo)減阻系數(shù)曲線對(duì)應(yīng)超聲速噴流情況。

從圖9可知，研究對(duì)象為球頭時(shí)，聲速噴流和超聲速噴流的減阻系數(shù)曲線均存在兩個(gè)明顯的最小值。采用聲速噴流時(shí)，第一最小值出現(xiàn)在PR=1.5，此時(shí)阻力減小39.6%，噴流流場(chǎng)為長(zhǎng)射流模態(tài)；第二最小值出現(xiàn)在PR=8，此時(shí)阻力減小42.4%， 噴流流場(chǎng)為短射流模態(tài)。采用超聲速噴流時(shí)，兩處最小值出現(xiàn)在PR=3.5和PR=8，阻力減小分別為43.7%和40.7%，前者為長(zhǎng)射流模態(tài)，后者為短射流模態(tài)。

圖9 雙錐ΔCD隨PR的變化曲線Fig.9 Curves of ΔCD of double-cone with PR

從圖9可知，在2

在PR>8以后，噴流反作用力開始占據(jù)主導(dǎo)地位，其增加量甚至?xí)^氣動(dòng)阻力減少量，減阻效果逐漸降低直至消失。如聲速噴流在PR=25時(shí)，ΔCD=0.08，即阻力不降反增，已失去減阻效果。

2) 逆向噴流對(duì)單錐和雙錐的減阻影響

圖10為聲速噴流和超聲速噴流時(shí)，單錐與雙錐的減阻系數(shù)ΔCD隨PR變化的對(duì)比曲線。從圖10可知，無論是單錐還是雙錐，在噴流長(zhǎng)/短模態(tài)轉(zhuǎn)換的臨界壓比附近(Maj=1時(shí)，PR=1.5；Maj=2 時(shí)，PR=4)，減阻系數(shù)ΔCD均存在一個(gè)跳躍，但此時(shí)的減阻效果并不是最佳。隨著PR的增大，ΔCD曲線還在繼續(xù)下降，減阻效果繼續(xù)增強(qiáng)，說明該條件下的短射流模態(tài)的減阻效果明顯比優(yōu)于長(zhǎng)射流模態(tài)。

在PR=1～30范圍內(nèi)，單錐/雙錐的ΔCD曲線都只有一個(gè)最小值，但達(dá)到最小值的壓比不同(Maj=1時(shí)，PR=12；Maj=2時(shí)，PR=25)，此時(shí)的噴流流場(chǎng)均為短射流模態(tài)。從而說明，在來流條件、噴口尺寸相同情況下，對(duì)于大尺寸飛行器，要得到比較好的減阻效果其噴流壓比研究對(duì)象僅為球頭時(shí)更高。

圖10 單錐和雙錐ΔCD隨PR的變化曲線Fig.10 Curves of ΔCD of single-cone and double-cone with PR

由圖10可知，噴流Maj=1時(shí)，在PR=1～8區(qū)間，單錐和雙錐的ΔCD曲線下降均較快，減阻效果迅速增強(qiáng)；PR=8～12時(shí)，ΔCD曲線明顯變緩，減阻效果增加不明顯；PR>12后，ΔCD曲線逐漸上升，減阻效果隨PR的增加逐漸變差。噴流Maj=2時(shí)，ΔCD曲線的變化規(guī)律與Maj=1相似，但對(duì)應(yīng)的壓比不同。在PR=1～15區(qū)間下降較快，減阻效果增強(qiáng)明顯；在PR=15～25區(qū)間平緩，減阻效果增加不明顯；PR>25以后，減阻系數(shù)曲線急劇上升，減阻效果變差。

從圖10可知，當(dāng)PR<18時(shí)，聲速噴流的減阻效果優(yōu)于超聲速噴流；PR>18時(shí)，超聲速噴流的減阻效果優(yōu)于聲速噴流?？紤]到噴流速度、壓比越大，流量越多，所需儲(chǔ)氣瓶體積越大，工程應(yīng)用時(shí)應(yīng)優(yōu)先采用聲速噴流，主要原因有兩點(diǎn)：一是聲速噴流的減阻效果稍優(yōu)于超聲速噴流(單錐和雙錐的聲速噴流最大減阻量分別是12.7%和5.9%， 超聲速噴流最大減阻量分別為11.9%和5.4%)；二是在來流條件、噴口尺寸相同情況下，聲速噴流減阻系數(shù)曲線最小值對(duì)應(yīng)的壓比(PR=12)和流量(660 g/s)均小于超聲速噴流的壓比(PR=25)和流量(815 g/s)，所需的儲(chǔ)氣瓶裝載空間相對(duì)較小。

3) 對(duì)比分析

由圖9、圖10可知，無論是聲速噴流或是超聲速噴流，均可對(duì)球頭、單錐和雙錐產(chǎn)生減阻效果，且其ΔCD曲線隨噴流壓比PR均呈現(xiàn)先降低后升高的變化過程，均存在一個(gè)最佳噴流壓比使其減阻效果最好，具體數(shù)據(jù)見表1。從表1可知，

表1 不同工況的最佳噴流壓比和最大減阻值Table 1 Best PRs and largest drag reduction values

球頭的最佳噴流壓比最小，單錐次之，雙錐的最佳噴流壓比最大。相同條件下，研究對(duì)象為球頭時(shí)，逆向噴流的減阻效果可超過40%；單錐的最大減阻效果約12%；雙錐的最大減阻效果則只有6%左右。

也就是說，對(duì)于完全相同的計(jì)算條件，當(dāng)逆向噴流作用的控制體不同時(shí)，所產(chǎn)生的減阻效果差異很大。對(duì)于本文長(zhǎng)約3 m的典型雙錐導(dǎo)彈外形，逆向噴流可產(chǎn)生約6%的減阻效果；控制體僅為雙錐導(dǎo)彈頭部時(shí)，逆向噴流產(chǎn)生的減阻效果超過了40%，減阻效果樂觀。在工程應(yīng)用時(shí)，若將噴流僅對(duì)飛行器頭部作用時(shí)所表現(xiàn)出的優(yōu)異的減阻特性直接推廣至飛行器整機(jī)，評(píng)估結(jié)果過于樂觀，甚至可能得出錯(cuò)誤的結(jié)論。

2.4 最佳噴流壓比與壁面壓力特性

定義壓力變化系數(shù)Δp為壁面上某點(diǎn)帶噴流時(shí)壁面壓力pjet與無噴流時(shí)壁面壓力poff的相對(duì)變化，即

Δp=(pjet-poff)/poff

(4)

圖11 球頭和錐體壁面Δp隨PR的變化曲線Fig.11 Curves of Δp on wall with PR

本文以聲速噴流對(duì)單錐體作用特性為例進(jìn)行分析。圖11給出了聲速噴流時(shí)，單錐體壁面Δp隨PR的變化曲線。從圖11可知，逆向噴流使頭部壓力下降80%以上，最大超過90%；在球-錐連接處(x≈36 mm)， 壓力下降10%～30%。當(dāng)PR<6時(shí)，錐體前段(36 mm180 mm時(shí)的壓力反而升高約3%。隨著PR增大，噴流作用邊界(Δp=0)逐漸后移，區(qū)域范圍和壓降幅度均逐漸增大。在PR=10時(shí)，單錐全部壁面的壓力均小于無噴流時(shí)的壓力。此后，壓力下降幅度隨PR的增大而進(jìn)一步增大。

綜合圖9～圖11可知，聲速和超聲速噴流對(duì)單錐、雙錐的最佳減阻噴流壓比和壁面壓力特性都具有相同的規(guī)律，即最佳噴流壓比(如圖11中PR=10的藍(lán)色曲線)發(fā)生在逆向噴流剛好使飛行器全部表面的壓力均開始下降的時(shí)刻。

3 結(jié) 論

1) 無論球頭、單錐還是雙錐，逆向噴流流場(chǎng)都存在長(zhǎng)、短射流兩種模態(tài)。球頭在小壓比長(zhǎng)射流模態(tài)時(shí)的減阻效果最佳；對(duì)于單錐和雙錐，在大壓比短射流模態(tài)時(shí)的減阻效果均明顯優(yōu)于小壓比長(zhǎng)射流模態(tài)。

2) 存在一個(gè)最佳壓比，使得逆向噴流的減阻效果最好。最佳壓比發(fā)生在逆向噴流剛好使機(jī)體全部表面壓力開始下降時(shí)刻。球頭的最佳壓比遠(yuǎn)小于單錐或雙錐。逆向噴流壓比過大時(shí)的減阻效果反而變差，甚至出現(xiàn)阻力系數(shù)不降反增的狀況。

3) 計(jì)算條件、噴口尺寸相同情況下，控制體選取不同時(shí)，逆向噴流減阻效果的差異很大：球頭的減阻效果可超過40%、單錐最大減阻效果約12%、雙錐最大減阻效果只有6%左右。若將逆向噴流對(duì)頭部的減阻特性直接推廣至飛行器，評(píng)估結(jié)果過于樂觀。

4) 綜合考慮最佳減阻效果、達(dá)到最大減阻效果時(shí)的最佳噴流壓比低、流量小、所需儲(chǔ)氣瓶體積等因素，逆向噴流主動(dòng)控制技術(shù)工程應(yīng)用時(shí)應(yīng)優(yōu)先選用聲速噴流。