高超聲速飛行器在飛行過程中面臨十分嚴重的氣動加熱，特別是頭部駐點處，為了保證飛行器的性能，通常在其引導頭處使用逆向噴流鈍體熱防護罩的方法，如圖1所示。流場中逆向噴流射出后先形成一個馬赫盤，從而平衡了噴流的壓力與弓形激波后的來流壓力。之后噴流與來流相遇形成接觸面。逆向噴流受到來流的阻擋而產生回流，重新附于物面，從而形成回流區；而來流由于噴流的阻擋則向周邊流去，于是在噴流層的回流再附點處形成再壓縮激波。 由于自由來流不直接撞擊物面，從而再附點遠離頂點，減少了氣動加熱；同時駐點區處于逆向噴流形成的回流區之中，于是駐點區附近的物面接觸的氣體溫偏低，因此逆向噴流熱防護方法能對嚴重加熱的駐點區起到很好的防熱效果。

圖1   鈍體熱防護罩反向噴射示意圖

國內在20世紀90年代末開始氣動熱光學效應預估仿真和校正技術的研究，起步較晚，與發達國家有一定的差距，雖然經過近些年的努力，針對高速飛行器的發展需求進行了高速流場計算方法、光學傳輸效應、氣動熱防護、風洞實驗等一些列研究。但如何快速高效的針對高速飛行器的噴流鈍體熱防護罩進行準確的氣動熱估算和合適的熱防護設計仍然存在諸多難點。本文將基于FloEFD采用高馬赫數流動求解器，對其流場進行仿真模擬，估算鈍體熱防護罩的防護效果。

以具有反向噴流的半球體為研究對象，如圖2所示，取半球直徑為50mm，前緣開孔直徑為4mm。計算采用軸對稱方式，網格采用沿壁面前緣設置細網格，且著重在頭部敏感區域進行細密的網格劃分，并在計算過程中進行一次自適應網格加密。工況設置如表1所示，計算資源消耗如表2所示。

其中：

P0j，噴流總壓，P0∞，來流總壓

圖2  實驗模型（左）和計算模型（右）

表1   邊界條件設置

如圖3所示，通過密度云圖對比，可以看出本文計算仿真結果同文獻[1]中實驗結果相一致。隨著吹氣總壓的增大，脫體激波逐漸向遠離壁面方向遷移，有馬赫盤生成，且馬赫盤區域逐漸增大。

圖3  實驗結果（下）和計算結果（上）對比

表2   計算資源消耗統計