軌控系統熱噴干擾效應數值模擬

2022-10-14 03:32:26傅楊奧驍丁明松劉慶宗江濤石潤董維中高鐵鎖

航空學報 2022年9期

傅楊奧驍,丁明松,2,劉慶宗,2,*,江濤,石潤,董維中,高鐵鎖

1. 中國空氣動力研究與發展中心計算空氣動力研究所,綿陽 621000 2. 中國空氣動力研究與發展中心空氣動力學國家重點實驗室,綿陽 621000

近年來,高超聲速飛行器工作區間呈現出跨流域、寬速域的趨勢,常用的氣動舵面控制技術常常不能滿足跨流域高速飛行器的控制和機動需求,噴流反作用控制系統與氣動舵面的復合控制逐漸成為高機動操控的必要手段之一。

噴流復合控制方法有姿控(力矩操縱)、軌控(力操縱)2種模式,其中軌控噴流一般具有推力大、流量大的特征,其與來流的相互干擾更加強烈、影響范圍更大。軌控噴流反作用控制系統一般采用小型火箭發動機,噴管出口氣體為高溫燃氣,其溫度較高,一般稱為“熱噴”。而在風洞試驗中,常采用空氣作為噴射氣體進行噴流試驗模擬,由于其溫度相對較低,一般稱為“冷噴”。由于冷噴試驗重復性好、無毒害、成本低,因此在風洞試驗中被大量采用。這就存在熱噴和冷噴差異性及其影響問題：一方面,熱噴高溫燃氣與空氣冷噴的氣體性質存在較大差別,影響噴流與外流場相互干擾的流動結構,即異質氣體噴射效應；另一方面,熱噴燃氣中常含有未反應完全的易燃組分,進入高速主流后會發生再次燃燒現象,即二次燃燒效應。這二者可統稱為熱噴干擾效應。

與噴流干擾相關的空氣動力學問題研究在過去幾十年引起了廣泛的興趣,但長期以來的研究多集中于姿控噴流干擾以及冷噴的試驗和數值計算,而熱噴干擾效應則是冷噴試驗/數值計算難以模擬的。目前,對熱噴干擾問題,已有學者開展了一些研究,但在這些研究中,大多對燃氣噴流采用等效比熱比異質流模型或者化學反應凍結流模型進行計算,未考慮噴流燃氣進入外流后的二次燃燒效應。例如：Votta等通過數值計算研究了火星著陸器的噴流干擾問題,在計算中將噴流氣體取為不反應的H、N和NH混合氣體；Despirito通過數值計算研究了冷、熱噴干擾問題中湍流模型的影響,在計算中對熱噴流氣體同樣取為不反應的燃氣混合氣體；Gnemmi和Seiler通過風洞試驗和數值計算研究了尖錐外形的噴流干擾問題,在計算中采用了等效比熱比異質流模型；孫得川等通過數值計算研究了噴流氣體性質對側噴干擾流場的影響,在計算中同樣對熱噴燃氣取為化學反應凍結的混合氣體。

部分學者開展了熱噴二次燃燒效應的探討,但這些研究仍不夠充分。例如,Ebrahimi研究了導彈軌控系統熱噴干擾效應的影響,結果顯示燃氣的二次燃燒效應對整體氣動力特性有較大影響,但這項研究只計算了單一飛行狀態,且僅限于對氣動力特性的影響研究；Dong等對冷、熱噴干擾風洞試驗中的表面壓力分布進行了對比驗證,結果顯示,凍結化學反應時,熱噴干擾分離區長度明顯低于試驗結果,考慮二次燃燒效應時,分離區長度與試驗接近,但這項研究僅針對風洞試驗和數值模擬的對比結果給出了定性結論。

可見,目前國內外對于熱噴干擾問題的研究還相對不足：當前的研究大多采用化學反應凍結流或等效比熱比異質流模型,未考慮噴流燃氣進入外流后的二次燃燒效應；或者僅給出了少量狀態的氣動力方面的定性結論,缺乏足夠的研究結果來總結規律。由于高溫燃氣熱噴的二次燃燒效應和異質氣體噴射效應會受到飛行速度、高度、姿態等因素影響,其作用大小和影響規律尚不十分明確,同時高溫燃氣噴流對噴口附近局部熱環境的影響不容忽視,因此有必要進一步開展多種條件下熱噴干擾效應作用機制及其對氣動力熱特性影響規律的研究。

為了真實地反映高溫燃氣噴流干擾特性,針對軌控系統熱噴干擾問題,開展典型外形熱噴干擾化學非平衡流場的數值模擬,研究二次燃燒效應和異質氣體噴射效應對飛行器氣動力熱特性影響的機理,分析不同馬赫數、飛行高度和攻角條件下熱噴干擾效應對飛行器氣動力特性和表面氣動熱環境的影響規律。

1 數值計算方法

高溫燃氣進入主流后會發生二次燃燒現象,這些化學反應是在流動中發生的,這就存在化學反應的非平衡現象。為了分析高溫燃氣熱噴干擾效應,控制方程采用完全氣體和化學非平衡流的統一形式,其無量綱化為

(1)

式中：為守恒變量,完全氣體模型為=[,,,,],化學非平衡氣體模型為=[,,,,,];為混合氣體總密度；為組分的密度；、、分別為、、方向的速度；為氣體內能；為雷諾數,、、分別為、、方向的對流項；、、分別為、、方向的黏性項；為化學非平衡源項。

采用結構網格的有限差分方法離散控制方程式(1),對流項采用AUSMPW+(Advection Upstream Splitting Method by Pressure-based Weight Functions)格式離散,黏性項采用中心差分格式離散,時間離散采用LU-SGS(Lower-Upper Symmetric Gauss Seidel)隱式方法,湍流模型采用Menter SST(Shear Stress Transport)兩方程模型,具體處理方法詳見文獻[12,14-15]。

2 氣體模型

2.1 二次燃燒效應模擬方法

由于噴流燃氣中的顆粒相雜質占比很小,對干擾流場的影響很小,因此這里忽略燃氣噴流中少量固體雜質的影響,主要考慮氣體介質的化學反應。

發動機產生的高溫燃氣進入空氣后,需要考慮空氣受熱離解、復合、置換等化學反應,如表1所示,M為碰撞體。由于常用的火箭發動機推進劑一般包含C、H、O、N等元素,高溫燃氣中包括CO、C等易燃組分。對于含C、O等元素氣體,需要考慮與CO和CO相關的7個反應,如表2所示。高溫燃氣中還可能包括OH、H、H等易燃組分,因此還需要考慮了HO、H相關的8個反應,如表3所示。

表1 高溫空氣化學反應模型Table 1 Chemical reaction model of high temperature air

表2 含C元素組分化學反應模型

表3 含H元素組分化學反應模型

根據燃氣成分的不同,將表1～表3的化學反應進行組合,形成高溫燃氣與空氣混合的燃燒化學反應模型,反應速率通過Arrhenius公式計算

(2)

式中：為化學反應速率；為溫度；、、為系數常數。表1～表3中各個反應的系數常數可參考文獻[17-22]。

燃燒過程中,化學非平衡效應的模擬通過流動方程與化學反應源項的強耦合自動實現,同時考慮組分的束縛電子激發效應和分子組分振動能量激發效應；湍流燃燒效應的模擬,采用耦合計算Menter SST湍流模型實現。相關處理方法詳見文獻[12,14-15]。

為了分析二次燃燒效應的影響,本文將采用無反應噴流模型進與高溫反應噴流模型行對比計算,無反應噴流模型凍結了燃氣組分相關的化學反應,即將噴流燃氣視為不反應的多組分化學惰性氣體,其余處理方法與高溫反應噴流一致。

2.2 異質氣體噴射效應模擬方法

在噴流干擾的風洞試驗和數值模擬中,為了簡化問題、降低成本,常將空氣作為噴流氣體,但實際噴管出口一般為高溫燃氣,其氣體性質與空氣較大差別。為了研究這種異質氣體噴射效應的影響,本文還計算空氣冷噴流狀態,計算中采用完全氣體模型。通過燃氣熱噴流(不考慮二次燃燒)與空氣冷噴流的對比,即可單獨分析異質氣體噴射效應的影響。

為了保證空氣冷噴流對燃氣熱噴流的正確模擬,需要通過相似準則對出口參數進行匹配：首先,冷、熱噴流的噴管出口形狀與面積保持一致；從以往的研究中可知,噴流干擾流場結構主要受壓力比和動量比的影響,即式(3)～式(4)；但是僅憑這樣仍無法確定空氣冷噴流出口的密度和溫度,采用與文獻[9,23]中相同的做法,即保證冷、熱噴流的質量流量一致,在已滿足式(3)～式(4) 的條件下即是保證冷、熱噴流的密度一致。

(3)

(4)

(5)

式中：為靜壓；為速度；為氣體常數；下標j表示噴管出口,air表示空氣冷噴流,gas表示燃氣熱噴流。對于量熱完全氣體,內能只是溫度的線性關系式,而輸運系數采用Sutherland公式。

2.3 噴流干擾氣動力特性計算方法

工程上通常采用噴流干擾附加力、附加力矩及放大因子來衡量噴流干擾效應對飛行器氣動力特性的影響。定義無噴時氣動力、力矩,噴流開啟時氣動力、力矩,則噴流干擾附加氣動力、力矩可表示為

(6)

軌控噴管位于質心,噴流沿法向噴出,因此定義噴流推力放大因子為

(7)

式中：為噴管推力。

在本文的計算中,力矩參考點均取質心位置,俯仰力矩均以抬頭為正。

3 計算方法的驗證

為了驗證計算方法的正確性,這里針對錐柱裙外形側向噴流試驗進行數值模擬,并與試驗結果進行對比。風洞試驗模型外形如圖1所示,其中導彈身部直徑=90 mm,噴管出口直徑4.6 mm。試驗中風洞來流為空氣,來流靜壓92.3 kPa,來流靜溫105 K,來流馬赫數3.0,攻角0°；噴流總壓12.0 MPa,噴流壓比130,冷噴時噴流氣體為空氣,噴流總溫293 K,噴流出口溫度244 K；熱噴時噴流氣體為燃氣,噴流總溫2 300 K,噴流出口溫度2 058 K,噴流出口比熱比1.233,噴口處組分及質量分數為：CO(38.21%),HO(10.47%),CO(35.47%),N(14.12%),H(1.73%)。

壁面處取絕熱壁、無滑移、零壓力梯度、非催化條件,冷噴計算時采用用完全氣體模型(比熱比1.4),熱噴計算時,采用前述的考慮二次燃燒效應的化學非平衡流模型。

圖1 試驗模型外形Fig.1 Configuration of test model

為了保證計算結果的網格無關性,這里對疏、密2套網格進行對比計算,其中密網格Grid1壁面法向第1層網格高度為10m,疏網格Grid2壁面法向第1層網格高度5×10m,計算狀態為冷噴試驗狀態。圖2(a)給出了計算網格Grid1的示意圖,圖2(b)給出了Grid1和Grid2計算得到的子午線上壓力系數分布對比,可見,二者計算結果差異很小,滿足網格無關要求。

圖2 網格示意圖及不同網格得到的壓力系數分布對比Fig.2 Schematic of grid and comparison of pressure coefficient distribution

圖3給出了冷噴時子午線上表面壓差系數(Δ=,jet-,nojet,其中,jet為噴流開啟時壓力系數,,nojet為無噴時壓力系數)分布與文獻中試驗結果的對比,可以看出,本文冷噴計算結果與試驗數據基本吻合。圖4給出了熱噴流場的CO質量分數分布。圖5給出了熱噴試驗中子午線上表面壓差系數分布與文獻中試驗結果的對比,熱噴計算結果與試驗數據基本吻合。從對比結果來看,本文的數值計算方法適用于冷、熱噴干擾流場的計算。

圖3 冷噴模型表面壓差系數分布結果對比Fig.3 Comparison of pressure coefficient distribution along model surface for cold jet test

圖4 熱噴流場CO2質量分數分布云圖Fig.4 Contour of CO2 mass fraction in flow field for hot jet test

圖5 熱噴模型表面壓差系數分布結果對比Fig.5 Comparison of pressure coefficient distribution along model surface for hot jet test

4 軌控系統熱噴干擾效應影響分析

4.1 計算狀態、網格及典型狀態流場結構

針對一種錐柱裙攔截彈外形開展控系統熱噴干擾效應的數值模擬,如圖6所示,彈體總長2 250 mm,身部直徑為386 mm,底部最大直徑為502 mm,軌控發動機位于質心,距頭部1 177 mm。軌控發動機為工程應用中的典型小型火箭發動機,其推進劑為NO/MMH(一甲基肼),燃燒室總溫3 200 K,總壓4 MPa,總推力為6 800 N,噴管出口直徑78 mm。噴管出口燃氣組分及質量分數為CO(8.67%)、HO(29.76%)、CO(17.44%)、N(41.91%)、H(1.52%)、其他(0.7%)；噴管出口馬赫數2.796,出口靜壓0.133 3 MPa,靜溫1 596 K。

計算狀態為高度=20,30,40,50 km,馬赫數=2～10,攻角=-10°～10°。在計算中,采用Menter SST湍流模型,對壁面取等溫壁300 K、無滑移、零壓力梯度條件,不考慮壁面催化效應,噴口處取為噴管出口條件。

圖6 錐柱裙攔截彈外形Fig.6 Sketch of configuration of interceptor missile

為了對網格收斂性進行研究,這里分別取4套網格計算,如表4所示,主要對網格規模、第1層網格高度進行對比。圖7(a)給出了計算網格示意圖,圖7(b)給出了噴口前方高熱流區域的熱流分布對比,其中為表面熱流值。表5給出了氣動力系數對比,其中為軸向力系數,為法向力系數,為俯仰力矩系數。可以看出：① Grid2 與Grid4第1層網格高度相同,但Grid4網格總量更大,從結果來看,二者的氣動力熱特性結果差別較小,說明在當前狀態下,網格規模對計算結果的影響不大；② Grid1與Grid4的網格總量一致,但Grid1的第1層網格高度更小,從結果來看,二者的熱流峰值存在差別,說明在當前狀態和網格規模下,第1層網格高度的影響較大；③ Grid3 較Grid1網格規模更大、第1層網格高度更小,從結果來看,二者差異較小,滿足網格無關性要求,為了兼顧計算效率和精度,本文采用Grid1進行計算。

表4 不同網格對比Table 4 Comparison of different grids

圖7 網格示意圖及不同網格得到的熱流分布對比Fig.7 Schematic of grid and comparison of heat flux

圖8給出了=20 km、=5、攻角=0°條件下軌控系統熱噴干擾流場的結構示意圖,圖9 給出了噴口附近的表面極限流線分布。從圖中可以看到,由軌控發動機噴管產生的噴流與高速來流相互作用,形成了弓形激波、桶型激波、馬赫盤、尾跡渦等典型的波系結構和渦結構。在噴口前方可以看見一條明顯的主分離線和再附線,在噴口下游,可以看見由噴流尾跡形成的另一組分離線和再附線。

表5 不同網格計算得到的氣動力系數對比

圖8 干擾流場結構示意圖Fig.8 Schematic of jet interaction flow flied

圖9 噴口附近極限流線分布Fig.9 Distribution of surface streamline near nozzle exit

4.2 二次燃燒效應的影響分析

圖10為高溫反應噴流(Reaction)與無反應噴流(No Reaction)得到的CO和HO質量分數分布對比,其計算狀態為=20 km、=5、=0°。由于CO和HO是二次燃燒反應的主要產物,因此通過其質量分數的對比可以反映出二次燃燒反應的強度,從圖8中可見,高溫反應噴流得到的噴口上游回流區略大于無反應噴流,流場中CO和HO的質量分數也明顯更高,尤其是在弓形激波附近、噴口周圍以及噴口下游二次分離/再附線附近,這表明高溫燃氣進入主流后,在這些位置發生了二次燃燒反應,導致CO和HO的質量分數增大。

圖10 反應噴流與無反應噴流的組分質量分數分布對比Fig.10 Comparison of species mass fraction distribution between reacting and non-reacting flow

圖11給出了流場中化學反應導致的化學能密度變化,其計算方法為

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圖11 流場中化學反應導致的化學能密度變化Fig.11 Chemical energy density variation caused by chemical reaction in flow field

表6為高溫反應噴流與無反應噴流計算得到的氣動力特性對比。可見,考慮流場中的二次燃燒效應后,軸向力系數變化不大,但噴流附加推力增大,附加低頭力矩減小,從而導致法向力系數絕對值增大、俯仰力矩系數絕對值減小、推力放大因子增大。

表6 二次燃燒效應引起的氣動力特性變化

圖12給出了流場對稱面及彈體表面的壓力分布對比,圖13進一步給出了彈體表面不同位置的壓力分布對比,圖中表示沿周向角度。可以看出,考慮二次燃燒效應后,噴流干擾區面積增大,且干擾區內壓力明顯升高,高溫反應噴流較無反應噴流的干擾區流場結構整體呈現出更加膨脹的特點,結合圖10可知,考慮化學反應后在干擾區內CO和HO的質量分數明顯增大,而生成這2種組分的反應均為放熱反應,釋放的化學能使周圍流場溫度升高,在同等條件下溫度升高會導致氣體膨脹,從而使干擾區范圍變大、干擾區內壓力值升高。由于干擾區大多集中于彈體上半部分,整體的壓力積分效果呈現為一個向下的附加法向力,與噴管推力同向,因此高溫燃氣二次燃燒效應的影響表現為增加了附加推力。同時由于噴口下游二次分離/再附線附近的二次燃燒反應增強(見圖10(b)、圖10(c))導致這一區域壓力明顯升高(見圖13(b)),這一部分的壓力積分呈現為1個抬頭力矩,因此高溫燃氣二次燃燒效應的影響還表現為增加了1個抬頭的附加力矩。

圖12 二次燃燒效應引起的對稱面及表面壓力分布變化Fig.12 Variation of pressure distribution on symmetry plane and surface caused by aferburning effect

圖13 二次燃燒效應引起的表面壓力分布變化(H=20 km, Ma=5, α=0°)Fig.13 Variation of surface pressure distribution on surface caused by afterburning effect (H=20 km, Ma=5, α=0°)

圖14為高溫反應噴流與無反應噴流的熱流分布云圖對比,圖15為上表面子午線上的熱流分布對比。可見,壁面熱流極值位置與壓力極值基本重合,均為噴口上游的再附點附近,二次燃燒效應使熱流峰值升高了21%左右。圖16給出了表面化學能密度變化,可見,化學能釋放劇烈的區域與高熱流區基本重合,結合圖8可知,這些區域均是生成CO和HO反應較劇烈的區域,說明二次燃燒反應釋放的能量造成了干擾區表面熱流值升高。

圖14 熱流分布云圖對比Fig.14 Comparison of heat flux contour

圖15 二次燃燒效應引起的上表面子午線上熱流分布變化Fig.15 Variation of heat flux distribution along upper side meridian line caused by afterburning effect

圖16 化學反應導致的化學能密度變化Fig.16 Chemical energy density variation caused by chemical reaction

由于二次燃燒效應會受到飛行速度、高度、飛行姿態等因素的影響,因此,接下來將開展不同飛行條件下二次燃燒效應的影響分析。

圖17給出了不同條件下推力放大因子的對比。可以看出,高度越低、馬赫數越高,二次燃燒效應對氣動力特性的影響越大,這符合一般的認知：隨著高度增加,來流密度迅速降低,因此來流氧氣質量流量迅速降低(如圖18所示,其中,為來流密度；O為來流中氧氣的質量流量；為噴流燃氣的質量流量),當來流氧氣質量流量過低時,不足以使二次燃燒反應充分,會導致流場中二次燃燒效應明顯減弱；馬赫數越高,噴流與來流相互干擾作用越強,類似于激波誘導燃燒,在強干擾的影響下會誘導發生更強的化學反應,因此二次燃燒效應的影響增強。在負攻角條件下,二次燃燒效應的影響略大于正攻角,這是由于負攻角時,噴口位于迎風面,由于受到來流的壓迫增強,激波干擾強度增加,導致二次燃燒效應增強,正攻角時情況則相反,噴口位于背風面,導致二次燃燒效應有所減弱。最后值得指出的是,高度30 km以上時,二次燃燒效應對氣動力特性的影響已經較小,說明在本文的高空狀態下,可以不考慮二次燃燒效應的影響。

圖17 不同條件下二次燃燒效應對推力放大因子的影響Fig.17 Influence of afterburning effect on thrust amplification factor under different conditions

圖18 來流密度和氧氣質量流量隨高度變化規律Fig.18 Inflow density and O2 mass flux for different altitude

圖19給出了不同條件下干擾區熱流峰值的對比。可見,二次燃燒效應對氣動熱環境的影響規律與氣動力特性是類似的：高度越低、馬赫數越高、噴口越迎風,二次燃燒效應的影響越大。值得注意的是,攻角變化時,相對于氣動力特性,二次燃燒效應對表面氣動熱環境的影響更加顯著。

總的來看,高溫燃氣噴流的二次燃燒效應對飛行器氣動力熱特性有較大影響,表現為增加附加推力、增加抬頭的附加力矩(以本文設置的力矩參考點),以及使干擾區熱流峰值上升。同時,高度越低、馬赫數越高、噴口越迎風,二次燃燒效應的影響越大。

4.3 異質氣體噴射效應的影響分析

噴流燃氣的氣體性質與空氣差別較大,如表6 所示,噴流燃氣的氣體常數為400 J/(kg·K),比熱比為1.27,這些物理參數的差別會對燃氣噴出后的膨脹過程產生影響。在本節的計算中,燃氣噴流采用真實的多組分燃氣混合氣體,但人為凍結了燃氣進入外流后的化學反應,這樣可以將真實燃氣噴流中噴流介質熱物性參數的影響提取出來。下面將通過燃氣噴流(Gas Jet)與空氣噴流(Air Jet)的對比,來分析噴流燃氣的異質氣體噴射效應。

表7給出了燃氣噴流與空氣噴流計算得到的氣動力特性對比,計算狀態為=20 km、=5、=0°。可以看出,噴流燃氣的異質氣體噴射效應對氣動力特性的影響與二次燃燒效應類似：對軸向力影響不大,增加向下的附加法向力,增加抬頭的附加力矩,但對比表6可以看出,其影響幅度明顯小于二次燃燒效應。

表7 異質氣體噴射效應引起的氣動力特性變化Table 7 Variation of aerodynamic characteristics caused by heterogeneous gas injection effect

下面分析燃燒噴流與空氣噴流氣動力特性差異產生的原因：圖20給出了在對稱面及彈體表面的壓力分布對比,圖21給出了燃氣噴流的比熱比分布云圖。可以看出,由于燃氣噴流的比熱比低于空氣,可壓縮性更強,因此其噴流干擾區面積略小于空氣噴流。圖22進一步給出了彈體表面的壓力分布對比,可見,除再附點附近的壓力峰值區域外,燃氣噴流的整體壓力分布與空氣噴流較接近,高壓區更多集中于彈體上表面,平均壓力略有升高,因此使附加法向推力略有增大、附加低頭力矩略有減小。但通過圖20、圖12,以及圖22、圖13 來對比2種效應引起的壓力分布變化,可知燃氣噴流與空氣噴流二者壓力分布的差別明顯小于高溫反應噴流與無反應噴流的差別,因此異質氣體噴射效應對氣動力特性的影響整體較小。

圖20 異質氣體噴射效應引起的對稱面及表面壓力分布變化Fig.20 Variation of pressure distribution on symmetry plane and surface caused by heterogeneous gas injection effect

圖21 無反應燃氣噴流比熱比分布云圖Fig.21 Specific heat ratio contour for non-reacting flow

圖23為彈體上表面子午線上熱流分布對比,與圖15不同的是,二者的熱流分布非常接近,熱流峰值差別不大,表明異質氣體噴射效應對表面熱流分布的影響較小。

圖23 異質氣體噴射效應引起的上表面子午線上熱流分布變化Fig.23 Variation of heat flux distribution along upper side meridian line caused by heterogeneous gas injection effect

綜合來看,當前計算狀態(=20 km、=5、=0°)下,噴流燃氣的熱噴干擾效應以二次燃燒效應為主,異質氣體噴射效應的影響較小。由于異質氣體噴射效應會受到飛行速度、高度、飛行姿態等因素的影響,因此,接下來將開展不同飛行條件下異質氣體噴射效應的影響分析。

圖24給出了不同條件下的推力放大因子對比,圖25 給出了干擾區熱流峰值對比。可見：① 在各個高度,異質氣體噴射效應對氣動力熱特性的影響均是一個小量;② 當馬赫數較低時,異質氣體噴射效應對氣動力熱特性的影響較小,當馬赫數增大時,影響程度有所增大。下面分析其原因：隨著馬赫數增加,激波干擾強度增加,造成激波層及干擾區內的溫度升高,如圖26所示,由于燃氣噴流考慮了內能不同模態的激發以及熱物性隨溫度的變化,從圖21和圖27可以看出,雖然噴口處燃氣比熱比是一致的,但相比于低馬赫數狀態,高馬赫數下整個干擾區內氣體比熱比出現了明顯變化,而這將導致氣體膨脹特性發生變化,從而導致燃氣噴流與空氣噴流的差異增大。③ 當攻角為正時,異質氣體噴射效應對氣動力熱特性的影響較小,當攻角為負時,其影響逐漸增大,尤其是對氣動熱環境的影響。究其原因：正攻角時,噴口位于背風面,噴流干擾強度減小,由于燃氣和空氣噴流保持了壓比、動量比、推力和流量一致,因此二者對氣動力熱特性的影響差別不大；負攻角時,噴口位于迎風面而激波干擾結構增強,由于燃氣、空氣噴流的比熱比不同、膨脹特性存在差異,在強壓縮條件下,這種差異的影響會更加明顯。從圖28可見,正攻角時,燃氣、空氣噴流的分離區范圍和壓力分布差別較小,負攻角時,燃氣噴流噴口上游的分離區明顯減小,壓力峰值位置更接近噴口,表明燃氣噴流干擾結構受壓縮更明顯、激波干擾作用更強,因此干擾區熱流峰值更高。