随着科学技术的不断进步，航空航天工业经历了显著的发展。高速飞机的一个主要研究方向是延长航程。高速飞机基底的流动特性和阻力问题引起了研究人员的极大兴趣[1]。高速飞机基底的流动具有突然扩展的特性，其中低压再循环区的演变是一个主要问题。这种基底流动的特性导致基底压力降低，即基底压力低于周围大气压力。这种压力降低会导致基底阻力的产生[2]。高速飞机的基底流动不仅对科学研究至关重要，而且具有重要的技术意义，因为其流体动力学特性深刻影响了飞机的空气动力特性。在亚音速飞行期间，飞机的基底阻力并不显著[[3]]，[4]]。然而，在跨音速到超音速飞行期间，高速飞机的基底阻力占总阻力的主要部分[5]。
研究表明，通过调整高速飞机的基底压力，可以降低其基底阻力。基底压力控制技术主要有主动控制和被动控制两种方法。被动控制方法不需要额外的能量供应，例如环形腔体和肋条的使用[6]和[[7]]，[8]]。腔体和肋条的轴向位置和纵横比等参数的变化会对飞机基底压力的调节产生不同的影响。数值模拟结果表明，增加飞机前缘表面的粗糙度也可以将高速飞机的基底阻力降低8%-14%。然而，飞行测试的结果表明，虽然增加飞机前缘表面的粗糙度确实可以降低基底阻力，但由于前缘压力增加，整体阻力并未显著减少[[9]]，[10]]。
一种有效的提高基底压力和降低基底阻力的方法是修改飞机的基底形状。例如，多级阶梯式后机身[[11]]，[12]]和船尾式后机身[[13]]，[14]]，[15]]。与未经修改的高速飞机基底相比，多级阶梯式后机身可以将总阻力降低多达50%。此外，船尾式后机身在减轻高速飞机的基底阻力方面表现出更大的效果。通过调整多级阶梯的高度和间距，或结合多级阶梯和船尾式后机身，可以实现高速飞机基底阻力的降低。被动控制系统还包括基底燃烧[16,17]、涡流锁定后机身[18]和通风腔体[19]。旨在降低高速飞机基底阻力的被动控制系统受到飞行马赫数[[20]]，[21]]和高度等参数的影响，导致其适用范围有限。
主动流动控制方法包括合成喷射流、双合成喷射流和高能喷射流等技术。其中，合成喷射流[[22]]，[23]]和双合成喷射流[[24]]，[25]]，[26]]由于其相对较低的喷射流速度，主要用于调节低速飞机的空气动力特性。相比之下，高能喷射流[[27]]，[28]]由于其显著较高的速度，已被证明能够有效调节高速飞机舵周围的流场结构。
被动流动控制方法无法根据变化的自由流条件调整其控制参数。鉴于高速飞机复杂的飞行环境，这种被动方法的控制能力本质上是有限的。同时，低喷射流速度的主动控制通常仅适用于低速飞行状态，而高喷射流速度的主动控制尚未应用于高速飞机的基底流结构调节。鉴于这一研究现状，本文提出使用高能喷射流来调节高速飞机的基底流动特性，旨在提高基底压力，从而降低基底阻力。
可以进行实验来研究高速飞机基底的流动特性。Herrin等人使用激光多普勒测速法研究了飞机基底的压力分布并绘制了流场图[29]。Kirchner等人使用三维PIV对飞机内的湍流结构进行了详细的统计分析[30]。
此外，数值模拟方法可以详细研究高速飞机基底的流动特性和基底阻力成分。初步研究结果表明，雷诺平均纳维-斯托克斯（RANS）模拟无法预测测量中观察到的相对均匀的径向基底压力分布[[31]]，[32]]。最近，Sandberg等人使用直接数值模拟（DNS）方法解决了这个问题，揭示了附着边界层内的湍流结构[33]。由于计算成本的原因，DNS方法需要将实验中分析的原始流动雷诺数降低33倍[29]。近年来，许多研究人员在数值模拟中采用了离散涡模拟（DES）方法。这种方法能够有效模拟高速飞机边界层内的湍流结构，同时解析远离飞机壁的较大涡流结构[[34]]，[35]]。然而，DES方法在湍流边界层剖面上存在非物理过渡现象[[36]]，[37]]，导致与实验相比，尾缘位置出现误差。通过风洞实验研究高速飞机的基底流动特性成本较高。雷诺平均纳维-斯托克斯（RANS）数值方法无法准确模拟高速飞机的基底压力分布。尽管直接数值模拟（DNS）的结果与实验数据更为一致，但在高雷诺数下对基底流动的DNS模拟仍然具有很大挑战性。尽管分离涡模拟（DES）方法与实验结果仍有差异，但它显著提高了数值模拟中基底压力的预测准确性。因此，本研究采用了DES方法进行分析。
高能喷射流的特点是具有相对较高的马赫数，能够向高速飞机周围的流场输送大量能量。所提出的方法采用了一种主动流动控制技术，利用高能喷射流来改变高速飞机基底的流动特性。这种修改旨在增加基底压力，从而改善飞机的空气动力特性。本研究的目标是在不同的飞行高度、马赫数和攻角范围内显著降低高速飞机的基底阻力。
