能量沉積減阻技術機理及相關問題研究進展

韓路陽，王斌，蒲亮，陳青，鄭海濱

32272部隊51分隊，蘭州 210016

能量沉積(Energy Deposition, ED)是指在飛行器前部一定距離通過電極放電、激光激勵、微波等措施制造一個高能量等離子體區域，利用該等離子體與飛行器頭部弓形激波相互作用，改善飛行器前方的流場結構和激波結構的一種減阻方式。

關于能量沉積減阻的理論與技術研究工作，國外相對起步較早。1978年，Myrabo提出采用激光能量沉積方式減阻的構想，開辟了能量沉積減阻的技術思路。1994年，Myrabo和Raizer提出了“激光引致空氣錐”(Laser-Induced Air Spike)的概念，即利用激光誘導飛行器前方的弓形激波轉化為阻力較小的斜激波。這種減阻方式不直接改變飛行器的氣動外形，能量利用率高，克服了其他主動減阻技術的多項技術缺陷。圍繞這一技術構想的實現，多國科學家相繼開展了多方面的探索研究和實驗。Bracken等基于空氣錐的概念進行了馬赫數=10條件下等離子炬的電弧放電能量沉積實驗，獲得了較好的減阻收益。Minucci和Salvador等提出了相似的“定向能空氣錐”(Directed Energy Air Spike, DEAS)的概念，并基于此概念進行了一系列模型實驗和數值仿真研究。Kim等通過實驗觀測和理論分析指出，尖峰的形成主要是由于渦環的堆積形成的，并詳細研究了不同能量注入頻率下渦環相互作用的特點規律。

隨著人們對能量沉積研究的不斷深入，除飛行器減阻外，能量沉積方法開始被廣泛應用于諸如減弱Edney IV型激波相互作用、改善超燃沖壓發動機性能、調節飛行器偏轉力矩等多個方面，并逐漸與磁流體力學(Magneto Hydrodynamics, MHD)、計算流體力學(Computational Fluid Dynamics, CFD)、等離子體動力學(Plasma Dynamics)等前沿學科相交叉，成為各航天大國爭奪的戰略制高點。2005年，等離子體動力學被美國空間科學研究局列為未來幾十年保持技術領先地位的六大技術之一，美國航空航天學會(AIAA)也將以等離子體氣動激勵為代表的主動流動控制技術列為十項航空航天前沿技術之一。2006年，中國國防科工委將等離子體推進技術列入國防基礎研究“十一五”發展規劃之中，包含飛行器流動控制問題在內的航空航天重大力學問題也在2016年的“十三五”發展規劃中被列為“面向國家重大戰略任務重點部署的基礎研究”。

從大量文獻資料看，目前相關國家的研究課題主要集中在能量沉積后的等離子體產生過程、等離子體與弓形激波的相互作用過程、不同時間飛行器頭部壓力和熱流的變化規律及機理分析、影響能量沉積效果的關鍵參數和評價標準、能量沉積對激波干擾、邊界層分離、減小音爆現象的影響等方面，研究方法主要采用數值仿真和實驗測量兩種。本文基于能量沉積領域國內外經典研究成果對能量減阻的原理和發展現狀加以綜述,并對能量沉積未來的研究方向作出展望。

1 能量沉積的作用機理

根據能量源種類、飛行器頭部形狀、能量施加方式的不同，不同的能量沉積作用時間和飛行器頭部溫度梯度分布等存在細節差異，但作用過程大致都可分為以下3個步驟：① 高溫等離子體的形成和變形；② 高溫等離子體與弓形激波相互作用；③ 飛行器頭部壓力和熱流的恢復。其中，步驟 ② 是能量沉積減阻的關鍵過程，人們通過紋影實驗和數值仿真已經較好的展示了能量過程中壓力和熱流的變化規律。本節以激光能量沉積為例，對能量沉積過程的物理現象及其機理進行綜述。

1.1 高溫等離子體的形成與變形

脈沖激光聚焦在飛行器頭部一定距離后，高溫區域空氣形成等離子體，并隨著等離子體密度的增加在時間和空間上不斷演化。Kandala等詳細介紹了等離子體的形成過程：最初的電子通過多光子電離(MPI)釋放，隨后的電子通過級聯電離釋放而使加熱區域的氣體電離(見圖1(a))；初級的級聯電離發生在激光匯聚點周圍一個很小的區域，來自強加熱區域的熱量通過輻射被周圍的較冷空氣吸收進而獲得吸收光的能力，這一過程被稱為輻射機制。Raǐzer認為，這種機制導致了激光能量可以在較大體積分布。宏觀上，這一過程體現為等離子高溫區域的膨脹(見圖1(b))；等離子體快速膨脹形成爆轟波，并將壓力傳導到周圍的氣體。

圖1 空氣中的激光能量沉積過程示意圖[15]Fig.1 Sequence of steps leading to laser energy deposition in air[15]

Kandala等建立了11組分氣體模型，基于美國斯坦福大學Laux等提出的雙溫度模型，采用了一種廉價高效的半隱式方法對等離子體的形成進行了數值仿真(見圖2)，并與Adelgren等的實驗結果(見圖3)進行比較，吻合程度很好。

圖2 t=2 μs時靜止空氣中激光能量沉積等離子體溫度等值線[15]Fig.2 Contours of temperature in plasma region at t=2 μs for laser energy deposition in quiescent air[15]

圖3 空氣激光誘導放電時均瑞利散射圖像時間序列[18]Fig.3 Time sequence of time averaged Rayleigh scattering images for laser-induced discharge in air[18]

Alberti等在更高的納秒尺度上對等離子體的演化進行了觀測，在橢圓形的初始結構中觀察到了更細致的雙葉結構(Two-Lobed Structure)，即兩個沿相反方向運動的等離子體波瓣(見圖4)；在隨后的研究中，該團隊又用數值仿真驗證了這一變化規律(見圖5,圖中:為振動特征溫度)。

圖4 實驗中激光等離子體的發射[19]Fig.4 Emission from laser-generated plasma during experiment[19]

Dors等提出了一種CFD模型，展示了沖擊波產生過程中的流體現象和激光火花衰減的特征規律，說明了火花衰變不對稱效應的原因，并與Chen等的實驗結果相比較，二者結果符合很好。研究表明，衰減的火花形成“背靠背”旋渦，并在火花前端(離入射光束最遠的火花末端)圍繞光軸形成環形圖案(見圖6)。

圖5 等離子體放電過程中振動溫度的演化[20]Fig.5 Plasma evolution of vibronic temperature during discharge[20]

對高溫等離子體的演變規律研究十分必要。理論分析中，等離子體常常被簡化為一個幾何形狀規則的加熱區域，而在實際研究中，特別是對于能量沉積的數值仿真，等離子體模型的構建直接影響了后續仿真結果。

圖6 實驗和計算的火花衰變圖像[21]Fig.6 Experimental and computational laser-spark decay graphs[21]

1.2 高溫等離子體與弓形激波相互作用

能量沉積主要有兩種物理效應產生減阻效果：一是局部溫度升高導致局部聲速增加，馬赫數降低；二是低密度尾跡與鈍體弓形激波的耦合對其進行優化。其中后者，即等離子體的高溫低密度區域對弓形激波的形狀優化，是能量沉積減阻的主要原因。以往的研究中，人們發現了能量沉積對飛行器頭部阻力影響的作用規律具有相似性，即在每次作用過程中存在三次壓力增長和兩次壓力降低(見圖7)。Sakai等詳細展示了每次壓力變化對應的作用機理和流動現象。

圖7 無量綱駐點壓力(球面，Ma=3.45，激光聚焦于上游一倍直徑)的時間演化[20]Fig.7 Time evolution of nondimensional stagnation point pressure (sphere geometry, Ma=3.45, laser focused one diameter upstream)[20]

1.2.1 透鏡效應與第1次壓力降低

如圖8所示，等離子體產生的爆轟波與弓形激波相互作用，局部溫度升高，聲速升高進而馬赫數降低，導致弓形激波變形。當爆轟波及其內部的能量區域完全進入弓形激波后，與飛行器頭部壁面接觸導致了壁面壓力的第一次升高。隨后爆轟波在壁面進行反射，這種反射帶來的逆向流動傾向于壓縮變形的弓形激波和反射爆轟波之間的氣體，來流在這一區域被加速到超聲速，進而產生激波“SW1”——“SW1”在壁面的反射以及反射后的“SW1”是后續流場作用導致壓力降低的重要因素。上述作用效應過程導致弓形激波頭部發生初步變形，飛行器頭部產生了高密度區。這種形狀類似于凸透鏡的弓形激波形變被稱作透鏡效應(Lensing Effect)。透鏡效應是高溫等離子體區域與弓形激波在能量沉積初始階段相互作用的經典現象，后期能量沉積減阻的作用過程也主要發生在透鏡效應的區域內。在以往的許多研究中均有對透鏡效應的記載(見圖9～圖11)。值得注意的是，透鏡效應特指弓形激波在等離子作用下變形產生的凸透鏡形狀區域，其邊界和飛行器頭部反射的爆轟波及反射的“SW1”重合度較高，應注意區分。

圖8 激光誘導等離子體和激波相互作用的紋影圖和密度等值線對比(1)[13]Fig.8 Comparison of interaction between laser-induced plasma and shock wave (Schlieren photograph and density contour)-(1)[13]

圖9 紋影圖像中的透鏡效應[11]Fig.9 Lensing effect in schlieren photograph[11]

圖10 數值模擬壓力梯度中的透鏡效應(1)[11]Fig.10 Lensing effect in pressure gradient photograph by numerical simulation (1)[11]

圖11 數值模擬壓力梯度中的透鏡效應(2)[20]Fig.11 Lensing effect in pressure gradient photograph by numerical simulation (2)[20]

Georgievskii等指出，由于透鏡效應區域內的溫度不均勻性，在SW1產生的過程中，其表面附近區域產生了高亞聲速的高溫射流，將大部分加熱氣體帶到激波層的外部，并以等熵膨脹方式向飛行器身部方向傳播，導致氣體壓力、密度和溫度的下降，體現為膨脹波。膨脹波傳播到飛行器頭部表面導致了壁面壓力的第一次降低。

1.2.2 渦環的產生與第2次壓力降低

在變形的弓形激波頭部，人們觀測到了等離子體與激波作用區域當中渦環的產生。研究表明，能量沉積過程中，斜壓效應(Baroclinic Effect)是渦產生的主要原因。斜壓效應是指由R-M(Richtmyer-Meshkov)不穩定性帶來的一種渦度的重要來源。

式(1)是流體渦度方程:

(1)

式中:為渦度；為時間；為流速；為壓力；為密度。方程右端最后一項體現了密度梯度與壓力梯度不平行時所產生的渦度，即斜壓項。右側的第1項代表渦管的拉伸和彎曲，第2項代表渦的可壓縮性。由于激波層中渦環的變形和壓縮變化不大，因此可以用斜壓效應的大小來估計渦度的大小。Ogino等給出了等離子體低密度區和弓形激波相互作用過程中飛行器頭部渦度的估計式：

(2)

式中：為低密度區域氣體密度；為激波后壓力；為來流馬赫數；為低密度區域半徑；為氣體比熱比；為激波脫體距離，對于球錐形頭部的能量沉積，可由Billig的估計式計算：

(3)

Kim等通過實驗觀測了激光能量沉積在球頭產生渦環及渦環的衍生過程，其研究指出，根據畢奧-薩伐爾定律，渦環不斷吸引其逆流方向的渦環并產生交替的俯仰偏航運動，在飛行器頭部由于K-H(Kelvin-Holtz)不穩定性的存在導致了渦系的產生；在激光頻率較高的情況下，旋渦在頭部發生堆積，形成了類似空氣錐的準穩態結構。類似的渦系形成機理在Reynolds等對渦街演化的研究中也有介紹。

如圖12所示,SW1產生后沿流向傳播到達飛行器頭部，帶來了第2次壓力上升。隨后SW1在壁面反射，反射后的SW1與低密度區域相互作用，形成了一個旋渦堆積的回流區域，即上述的準穩態結構。

圖12 激光誘導等離子體和激波相互作用的紋影圖和密度等值線對比(2)[26]Fig.12 Comparison of interaction between laser-induced plasma and shock wave (Schlieren photograph and density contour)-(2)[26]

Anderson等對圓柱體在細長加熱區域作用下的能量沉積進行了數值模擬，清晰地展現了渦系準穩態結構等一系列流體現象，如圖13所示。渦系后產生的膨脹波傳播到飛行器頭部表面，導致了第2次壓力降低。這一階段的膨脹波和帶來第1次壓降的膨脹波成因類似。Georgievskii和Levin的研究表明，反射SW1帶來的逆流和來流之間的高溫氣體在側面以射流的形式被擠出，射流在向飛行器身部運動過程中進行等熵膨脹，形成膨脹波作用于飛行器頭部。王殿愷等的研究指出，第2次壓力降低除了來自渦系帶來的膨脹波作用以外，在渦系形成之前，反射后的SW1逐漸離開鈍頭體表面從而導致表面附近的高溫氣體膨脹，也帶來了波阻的小幅度降低。

圖13 數值模擬紋影圖像[31]Fig.13 Numerical simulation schlieren[31]

1.2.3 壓縮波的聚集和頭部壓力、熱流的恢復

如圖14中b所示，扭曲的接觸面隨著時間的推移變成“雙綻放”(Double-Blooming)形狀，其本質是反射的SW1的聚集。聚集變形的SW1在其穩態位置有恢復形態的趨勢。Zheltovodov等指出，在這一過程中，平臥激波(Procumbent Shock)開始在飛行器頭部一定區域形成，進而使沿球體膨脹的渦環結構(即聚集的反射的SW1)被λ激波包圍，引起了幅度較小、局部化的第3次壓力上升。對平臥激波的形成和λ激波的演化，何剛發展了對λ激波空間位置的理論預測方法,比較深入的研究了其內在的壓力特性機理。上述激波結構的產生來源于反射的SW1的聚集，如果利用合適的高頻能量沉積抑制此再壓縮過程，減阻效果將得以持續，這是未來的研究方向之一。

圖14 激光誘導等離子體和激波相互作用的紋影圖和密度等值線對比(3)[26]Fig.14 Comparison of interaction between laser-induced plasma and shock wave (Schlieren photograph and density contour)-(3)[26]

隨著弓形激波開始逐漸恢復形狀，透鏡效應逐漸減弱，弓形激波松弛到未添加能量沉積之前的位置，駐點附近的小尺度渦旋逐漸耗散，流場逐漸恢復到未添加能量沉積狀態。

能量沉積的作用過程涉及流體力學現象多、作用過程復雜。為便于直觀理解，針對能量沉積作用過程中對壓力變化造成影響的主要因素列出了概念圖，詳見附錄A。

值得注意的是，能量沉積帶來的負面影響之一是給飛行器頭部帶來了較高的熱流，其來源主要有兩種：一是激波相互作用帶來的空氣加熱，二是邊界層和身部之間黏性流動帶來的空氣加熱，而由Edney IV型激波相互作用帶來的熱流增加是最主要因素。能量沉積本身制造的高溫區域對飛行器頭部的熱流增加則不是很明顯——只有小部分能量加熱了表面，大部分能量對流到了下游。研究表明，由Edney IV型激波相互作用產生的超音速射流是熱流增加的根本原因，如果能控制超音速射流的產生，便能減弱熱流；Yan等對能量沉積產生的熱流增長隨時間的變化規律進行了研究，與壓力變化規律相似，熱流同樣存在3個峰值。第1個峰值出現在能量脈沖之后，反映的是能量沉積高溫區域的熱輻射效應；第2個峰值對應沖擊波與弓形激波的相互作用，沖擊射流的特性改變，導致了熱流密度和表面壓力的增加；第3個峰值是由于高溫區域撞擊到表面上，從而將熱量傳遞到表面。在此期間，撞擊射流完全扭曲。

人們為減弱能量沉積帶來的熱流增長做了許多努力，目前最主要的方法是采用能量沉積與加裝減阻桿、逆向噴流等減阻方式相結合。戰培國對一種新型的“雙氣體組合”能量沉積方式進行了綜述，即在傳統能量沉積基礎上加入氫氣和惰性氣體(如氮氣)的噴流，并使氫氣在能量沉積區域燃燒(見圖15)。研究表明，該方法能有效增加能量沉積效率，同時惰性氣體起到了防熱的作用。Shneyder等通過數值模擬驗證了針狀熱源的能量投放相當于加裝減阻桿和固定位置能量投放的組合，能用更少的能量達到目標減阻量。

圖15 “雙氣體組合”能量沉積示意圖[37]Fig.15 “Double gas combination” energy deposition[37]

2 能量沉積的關鍵參數

有多種參數影響能量沉積的效果，在不同的流場條件下，只有正確的參數選擇才能夠保證良好的能量沉積效果。目前，人們已經對能量沉積的關鍵參數及其作用規律進行了廣泛細致的研究。

2.1 能量沉積的效果評價

2.1.1 無量綱能量

除去荷載能量沉積系統所需能量和能量沉積聚焦過程中的系統能量耗散，制造能量沉積區域所需要的能量即看作是飛行器用于能量沉積消耗的能量，其大小影響了飛行器燃油或推進劑的荷載和分配，確定合適的能量值至關重要。

設無量綱能量(Energy，)沉積參數為

=(,,)()

(4)

式中：為能量單位，表示每單位體積單位時間的能量；和分別為體積中的能量沉積分布函數和無量綱時間函數。對穩定的能量沉積，=1，能量沉積時間內體積沉積總能量為

(5)

則每單位體積在內的總沉積能量為

(6)

在應用中，常使用無量綱能量參數：

(7)

式中:為來流密度;為比定壓熱容;為來流速率;為來流溫度;式(7)分母表示體積內的靜焓和時間內通過橫截面的靜焓通量。對穩定的能量沉積，有

(8)

式中:為比熱比。

類似的，如果以質量微元為研究對象，可以得到相近的形式:

(9)

式中:為鈍頭飛行器的橫截面積；為時間間隔內在體積中單位質量的能力沉積。對穩定的能量沉積，有

(10)

式中：為單位質量單位時間增加的能量，其形式與(4)類似。

Skvortsov和Kuznetsov將定義為能量沉積功率與焓流之比，亦在理論分析中得到應用：

(11)

式中:為鈍頭體直徑。

2.1.2 減阻率

減阻率(Efficiency of Drag Reduction,)是最直接體現能量沉積減阻效果的參數，其值為有能量沉積時的阻力與無能量沉積時的阻力之比，也等于固定來流速度下有能量沉積的總能量消耗與無能量沉積時的總能量消耗之比，即

(12)

式中：為有能量沉積時的阻力；為無能量沉積時的阻力。較小的值對應著良好的減阻效果。

2.1.3 能量沉積效率

能量效率(Efficiency of Energy,)為飛行器克服阻力所用的能量占能量沉積總能量的比值，一般用表示。較大的值對應更有效的能源利用率，即

(13)

認為流動無阻塞且阻力系數恒定，能量效率可表示為

(14)

式中:為能量沉積區域的橫截面積。

對鈍頭體≈1。當能量沉積區域過大超過了鈍頭飛行器的橫截面積時，對空氣，=(-1)2≈07，即由阻力減小而節約的能量小于加熱氣體所沉積的能量。因此，縮小能量沉積區域橫截面積十分必要。

(15)

假設對()不敏感，式(15)表明能量效率隨著能量沉積區域橫截面積減小和的升高而顯著提高。Ogino等的數值計算結果驗證了與的平方成正比，從能量效率的角度而言能量沉積法更適用于高超聲速飛行器減阻。方娟等的研究同樣得出了類似的結論，而在Erdem等的實驗研究結論中，與成正比的說法是不準確的。

對頻率為、脈沖能量為高頻能量沉積，有:

(16)

易知，還與存在相關性：

(17)

2.2 能量沉積的影響參數

影響能量沉積效果的參數主要有沉積能量、能量沉積位置、來流馬赫數等。需要注意的是，這些參數之間往往存在相互制約的關系，很少存在單一變量能夠獨立影響能量沉積的最終效果。因此追求好的減阻效果要針對具體流場條件具體選擇合適的參數。

2.2.1 沉積能量

在實際應用中，能量沉積裝置存在較大的能量耗散，必須加以考慮。例如電極放電能量沉積，由于耗散、電極燒蝕和熱傳導等原因，電能對等離子體能量的傳遞效率僅為31%。本節重點討論等離子體本身能量，實際應用中的能量轉化效率則不予討論。

文明等通過研究等離子體與正激波的作用指出，沉積能量越高，等離子體寬度隨沉積能量增大而增大，擴大其影響區域，提高了減阻效果；王殿愷等對3種尺寸的鈍頭體進行了數值仿真，指數擬合得到了-曲線和-曲線，并總結了如下式的關系：

(18)

(19)

可見提升沉積能量強度會提高減阻率，但隨著沉積能量的增加，減阻率的提高越趨有限，并且沉積能量強度的提升帶來的是更多的能量損失即更低的能量的效率。尋找合適的沉積能量強度以同時達到較高的減阻率和較高的能量效率是工程應用中要關注的重點問題。

將能量沉積法與其他主動減阻方法結合可做到在更低的能量輸入下獲得更高的減阻率。如Kolesnichenko等采用較長的針狀熱源進行能量沉積，其本質是能量沉積和加裝減阻桿方式的結合，這種方式在較低的能量輸入條件下也可獲得很好的減阻率。Georgievsky等也通過數值模擬驗證了這種組合方式的優越性。

2.2.2 能量沉積位置

目前研究中，能量沉積位置多集中在飛行器頭部正前方一定距離處，對于有攻角的位置研究相對較少。設等離子體到鈍頭體駐點的距離為：

1) 當過大時，等離子體波陣面傳輸到弓形激波時能量損耗已經很大，不足以使弓形激波產生明顯的變化，此時對變化不敏感，Erinc等將這種現象稱為“距離穩定”(Distance Stabilisation)。

2) 當過小時，等離子體波陣面更早地與弓形激波相互作用，第1次阻力上升的峰值提前出現且更大，阻力的最小值也更小。當足夠小時，等離子體與弓形激波作用形成的壓縮波較強，再減小已經不能使產生明顯提升，低密度區的演化范圍也較小，同時能量沉積位置離物面過近會導致熱流的急劇上升。

對不同的流場條件和飛行器外形，總存在一個最合適的使得和達到最大，設為()。()的值與密切相關，越大，取得()的位置就越遠離鈍頭體。王殿愷等通過擬合得到了()和的關系式：

(20)

可見當足夠大時，()保持在某個特定位置附近。

2.2.3 能量重復頻率

瞬時能量沉積作用時間短，減阻效果不明顯，利用高頻能量發生器對飛行器前方進行連續性的能量沉積是更有效的方法。

當能量脈沖重復頻率不高時，脈沖之間沒有相互作用或作用不明顯，駐點壓力很快恢復到穩態值。此時相當于瞬時能量沉積在時間上的簡單疊加。

隨著的提升，減阻量與呈線性正相關。Kim等在=194的風洞中對平頭圓柱的高頻能量沉積進行了實驗，證實了阻力隨線性減小。而隨著的升高先升高后降低，即存在一個最合適的以同時獲得較高的和。方娟等通過數值模擬也得到了上述的結論，同時觀測到隨著的提升，阻力振蕩逐漸減小。而阻力不能通過的升高無限降低，存在一個降低的極限值。

對于減阻量和的線性關系，目前的研究多是通過實驗得到，在理論層面則多停留在定性解釋的層面。Sakai等認為，的升高使得脈沖間的相互作用變得明顯，建立了準穩態的空氣錐；方娟等進一步指出，的升高擴大了空氣錐的范圍，使空氣錐變得更尖銳。王金霞等通過數值模擬指出，當足夠高時，相當于在飛行器頭部施加連續能量沉積，空氣錐的結構已經很穩定，再升高對空氣錐的形狀變化已經不明顯，因此對的提升貢獻不是很大，產生過高的反而降低了。

為將能量沉積的位置和頻率綜合考慮，Tretyakov等給出了結合能量沉積位置和能量沉積頻率的一種參數定義。設為脈沖重復頻率，定義為脈沖間隔時間與自由流從能量沉積位置到物面的流動時間之比，即

(21)

實驗結果表明，≈1時可獲得的最大值。

2.2.4 來流馬赫數

由式(21)已知，升高，能量沉積效率顯著提升。同逆向噴流減阻類似，在跨聲速條件下減阻率達到最大，而當速度提升到超聲速范圍時波阻減小的速度減慢。當進入高超聲速范圍時，由于弓形激波強度提升，改變激波形狀所需的能量隨之提升，要保持較高的減阻率必須提升能量強度。這就導致不同的飛行器和流場條件存在一個最合適的和，使得在保證最大減阻率同時，做到能量的充分利用。

除此以外，和還綜合影響了能量沉積減阻效果的持續時間：更高的導致等離子體流向尺度的增長速度加快，可以延長減阻效果持續時間；而更高的則導致沖擊波的作用時間縮短，減少了減阻效果持續時間，這是能量沉積減阻在實際應用中需考慮的問題之一。

3 能量減阻的實現條件

目前，在束流加速技術不斷發展的基礎上，能量發生器的研究也在加速深入。能量沉積要求其發生裝置具有功率高、時間分辨率高、便攜度好、沉積位置精準等多種特點。以激光能量沉積為例，由于成本和整體系統的復雜性問題，激光能量沉積減阻一直沒有在工程中得到廣泛應用，而目前的研究也是在概念研究階段。研究適用于飛行器能量沉積的緊湊型短脈沖激光發生器及其適配系統成為當今的熱點問題。

在各類實驗中，現有激光器技術已經可以基本滿足能量沉積減阻研究的需要。如二極管泵浦激光器(Diode Pumped Laser)的發展將在縮小激光器體積的基礎上大大提升激光器的功率效率(見圖16)，以啁啾脈沖放大技術(Chirped Pulse Amplification, CPA)為代表的高強度短脈沖激光技術將使能量沉積中較高水平的和得以實現。

圖16 一種小型封裝二極管激光發生器[55]Fig.16 Small-scale sealed diode laser[55]

根據晶體種類的不同，各類激光器在實驗中可以提供不同類型的能量沉積模式。摻釹釔鋁石榴石(Nd:YAG)激光器是最早、最著名，應用最廣泛的激光器，適合各種激光生成模式；摻釹釩酸釔(Nd:YVO4)激光器的輸出特性優于Nd:YAG激光器，其重復頻率和功率上限較高，但脈沖能量較小；摻釹氟化鋰釔(Nd:YLF)激光器的重復頻率和功率上限略低，但脈沖能量更高。此外，還有許多新型材料應用于激光器，在此不再贅述。

就微波能量沉積而言，高功率微波源是高功率微波技術的核心器件，是實現微波能量沉積方法的重要器件，種類包括相對論磁控管、虛陰極振蕩器、等離子體振蕩器、返波振蕩器、固態功率源以及速調管振蕩器等。與小型激光發生器相比，適用于微波能量沉積的小型機載高功率微波源發展還不夠成熟，系統小型化、集成化程度還有很大的提升空間。同時，目前各國的研究主要集中于高功率微波武器的研制，對微波能量沉積減阻的應用研究相對較少。我國在微波能量沉積減阻方面的研究相對滯后，但隨著適合機載的微波能量發生器的不斷發展和各類高功率微波武器的不斷改進，微波能量沉積減阻的工程應用也將成為現實。

采用針狀電極后，其減阻模式相當于加裝減阻桿和能量沉積減阻的組合模式，由于結構簡單、易于實現，在能量沉積減阻研究初期獲得了較多的關注。由于電極能量沉積的能量發生器放電電壓要求高、等離子體參數形成條件限制多、電極污染和打弧等負面現象難以消除等遠遠發展限制，現今國內外很少進行關于傳統電弧放電的工程化研究，而被更先進的電火花放電合成射流所替代。火花放電合成射流作為一種新型高效的主動流動控制技術被各航天大國所重視，其減阻方式屬于逆向噴流范疇，在此不再贅述。

4 結論與展望

1) 能量沉積減阻方式是一種高效的主動控制減阻方式，但由于其成本和系統復雜性，至今的研究多停留在理論層面，如何將理論投入工程應用是需研究的重要問題。除減阻外，能量沉積還可用于改善超燃沖壓發動機性能、減弱音爆等多個方面，其研究前景十分廣闊。

2) 能量沉積減阻的直接原因是高溫等離子體對飛行器弓形激波外形的改變。能量沉積過程根據阻力變化可分為3個階段。在第2階段，由斜壓效應在頭部產生的回流區(虛擬尖峰)對減阻的貢獻最大。

3) 評價能量沉積減阻效果要從減阻率和能量效率兩個方面綜合考慮。影響能量沉積減阻效果的因素有許多，包括沉積能量大小、能量沉積位置、能量重復頻率和來流馬赫數等。這些因素往往相互制約，在工程應用中，需根據不同的飛行器外形和流場條件選擇合適的參數。

4) 能量發生器的發展已經能夠滿足能量沉積的實驗需要，目前的重點問題是如何在保證低成本和高可靠性的條件下增強能量沉積系統對不同飛行器和流場條件的適用性，以使能量沉積減阻技術廣泛應用于工程實踐當中。

如本文所述,針對不同流場條件和飛行器頭部幾何外形提供了大量詳細的實驗法和實驗數據。我國的高焓風洞試驗技術研究已經取得了重大進展，但是要滿足許多氣動特征的準確模擬，并獲得能夠滿足工程需求精度的實驗數據還有一定的差距。對高焓流動的測量精度提升將是未來的發展方向之一。我國目前的能量沉積減阻研究方式以數值仿真為主，已經較好的對一些主要的流動現象加以驗證和闡釋。但在以下方面需要進行深入探索：

1) 氣體模型的構建。國內研究中氣體模型多為完全氣體或理想氣體模型，沒有考慮到氣體化學反應對等離子體變化的影響。研究表明，采用理想氣體模型會導致激波作用下的壓力計算結果偏高，后期的流場演化過程偏慢。現有研究已經提供了許多較為成熟的氣體模型，如Fujiwara的4組分雙溫度模型、Candler和毛枚良等的11組分模型、Alberti等的19組分雙溫度模型等等，在以后的建模過程中要考慮真實氣體效應，特別是高超聲速條件下的高焓流動模擬。

2) 等離子體的形成傳播機理和特點。我國目前的研究往往認為激光能量瞬間注入，不考慮其中詳細的物理和力學過程，不能詳細解釋空氣對激光能量的吸收機理。關于等離子體的演化規律，我國已有初步的研究成果，今后的研究可以從能量點源形狀(考慮等離子體的膨脹和爆轟波的形成過程)對能量沉積效果的影響等方面進行更細致的研究。

3) 飛行器頭部幾何外形和有攻角的流動。現有研究多集中于球體、球頭圓錐、截錐等規則幾何外形，對實際飛行器的仿真頭部外形，特別是添加能量沉積系統后的外形仿真研究較少。且目前的流動多局限于穩定平飛的情況，即來流與飛行器軸線平行，對飛行器起降、轉向等有攻角飛行的模擬較少。以后在建模過程中可以引入真實飛行器的頭部縮比模型，對安裝能量沉積系統帶來的幾何外形和流場變化加以考慮。

4) 除減阻外能量沉積的其他應用研究。能量沉積在除減阻外的其他方面亦有廣闊的發展前景，例如改善超燃沖壓發動機進氣性能、減弱音爆、抑制流動分離等。我國相關研究還比較少，經典的算例大多來自國外。接下來的研究可依托數值仿真在這些領域開展研究，進一步探索能量沉積流動控制技術在這些方面的實用效果及可行性。