（力学专业论文）超声速主流中横向喷流干扰的数值模拟研究.pdf

围防科学技术大学研究生院硕士学位论文 摘要 超声速流场中横向喷流干扰流动问题是广泛存在于航空航天领域的一项关键 技术。它应用于飞行器姿态和弹道控制，火箭发动机设计等诸多方面，具有强非 线性的特征，以及作用机理复杂、影响因素多的特点。 本文基于结构网格，求解了三维薄层近似的n s 方程。在空间上，采用了n n d 类型的差分格式；在时间上，对定常喷流问题采用了一阶前差的方法，对非定常 喷流问题则采用了四步r u n g e k u t t a 法，具有二阶时间精度。为了使差分格式在多 维问题中更具有实用性，本文采用了时间算子分裂技术，将三维问题转化为了多 个一维问题来处理。 选取了一维激波管问题、超声速细长体外流问题和超声速双锥体侧向喷流问 题三个算例，验证了算法在处理超声速主流中横向喷流干扰的流动问题上具有较 高的可靠性和较好的可信度。 对横向喷流流动的参数进行了设计和分析研究。对单喷口导弹模型分别设定 了不同的喷射角度和不同来流攻角的情况进行模拟分析。分析得出：大角度喷射 角对尾翼将造成更大的瞬时压力冲击和压强差，给导弹带来不稳定因素；喷射口 附近的压力分布是随着喷射角度的增大而发生规律性变化的。在各角度攻角下， 攻角为正和负时，对导弹具有不同的影响特点；横喷流动的干扰受到主流影响的 抑制，喷流对导弹尾翼的影响主要表现为较小幅度的不规则扰动；并且，研究得 出了攻角与喷口前回流区大小的关系。同时，设计了用于产生滚转效用的双喷口 的导弹模型，分析其流动的特点可知：横向喷流的作用使得尾翼间的流场的变化， 对导弹滚转调整将产生负面影响。 针对非定常横向喷流流动，采用了正弦函数规律的横向喷流进行研究，对无 尾翼和有尾翼两种不同外形的导弹进行了喷流干扰影响分析。仿真结果表明：高 频的干扰喷流受到较快的抑制，低频的干扰喷流具有较强的向下游传播能力。横 向喷流的非定常作用对导弹尾部影响较小。 算法应用于火箭助推器分离过程侧向卸压的工程模型的研究中，分析了卸压 喷流对导弹各舵面的气动干扰。结果表明，卸压开始后的一段时间内尾舵受到卸 压喷流的屏蔽作用，尾舵气动力不能提供足够的分离冲量，此时对其进行舵偏控 制将是无效的，尾舵控制时序应该自卸压开始延迟约1 8 0 m s 。 主题词：超声速内外流干扰，横向喷流，数值模拟，非定常流 第i 页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 a b s t r a c t f l o wp r o b l e ma b o u tl a t e r a lj e ti nh y p e r s o n i ce x t e r n a lf l o wi sac r u c i a lt e c h n o l o g y a n di tw i d e l ye x i s t si nt h ef i e l do fa e r o n a u t i c sa n da s t r o n a u t i c s i tw a sa p p l i e dt om a n y a s p e c t s ，f o re x a m p l e ，t h ec o n t r o ls y s t e mo fa e r oc r a f t ，t h ed e s i g no fr o c k e te n g i n ee t c f o rt h ec h a r a c t e ro fn o n l i n e a r i n t h e p a r a m e t e ra n dt h ec o m p l e x i t yo fm e c h a n i s mi n f l o wf i e l do fl a t e r a li e t ，i tc a u s e ss o m ed i f f i c u l t i e st od e s c r i b ea n dp r e d i c ti t sc h a r a c t e r s m e t h o do ff i n i t ed i f f e r e n c ei su s e db a s e do ns t r u c t u r e dg r i d s ；3 du n s t e a d y n a v i e r - s t o k e se q u a t i o n sw e r ec o n s i d e r e da n dn n ds c h e m ew a su s e d f o r w a r d d i f f e r e n c ei sa d o p t e dt os o l v es t e a d yl a t e r a lj e tp r o b l e m sa n d4 - s t a g er u n g e k u t t at i m e s t e p p i n gs c h e m ew i t hs e c o n d o r d e rt e m p o r a la c c u r a c yi su s e df o ru n s t e a d yo n e s i n o r d e rt oc h a n g e3 dp r o b l e mi n t ot h r e e1d o n e s ，s t r a n g ss p l i t t i n gi su s e d t h r e em o d e l sa r eu s e df o rn u m e r i c a lv a l i d a t i o n a c c o r d i n gc o m p a r i n gt h er e s u l t s o fn u m e r i c a ls i m u l a t i o na n de x p e r i m e n t a t i o n i ti so b s e r v e dt h a tt h er e l i a b i l i t ya n d d e p e n d a b i l i t yo ft h ec o m p u t a t i o n a lm e t h o da r ev a l i d a t e d s o m ep a r a m e t e r sa f f e c t i n gt h ef l o wf i e l do fl a t e r a lj e ta r ed i s c u s s e d ，i n c l u d i n gt h e a n g l eo fi n je c t i o na n dt h ea n g l eo fa t t a c k n l ee f f e c to nt h ew i n g sf r o ml a t e r a lje ti s s t u d i e di nm o r ed e t a i l sa n ds o m er e s u l t sa r eg o t j e tw i t hl a n g e a n g l ec a u s em o r e f i e r c e l yi n s t a n t a n e o u sp r e s si m p a c ta n dt h ep r e s s u r en e a r b yj e ti sc h a n g e da st h ea n g l e o fi n j e c t i o n t h ec h a r a c t e r i s t i c so ff l o wf i e l dw i t hp o s i t i v ea n g l eo fa t t a c ka r ed i f f e r e n t f r o mt h a tw i t hm i n u sa n g l eo fa t t a c k t h ee f f e c t i o no fl a t e r a li e tw o r k i n go n e m p e n n a g e sw i t ht h ed i f f e r e n ta n g l eo fa t t a c ki ss n a t c h yd i s o r d e ri nt h es m a l lr a n g e t h er e l a t i o nb e t w e e nt h ea n g l eo fa t t a c ka n dt h er a n g eo fc i r c u m f l u e n c ea r e ai sa l s o o b t a i n e d t h em i s s i l em o d e lw i t ht w oi e t si ss i m u l a t e d ，a n dt h ef l o wc h a r a c t e r i s t i ci s a n a l y z e d l a t e r a lj e tw o r k so ne m p e n n a g e sa n dt a k e sb a de f f e c to nr o l l i n gr e g u l a t i o no f m i s s i l e t h ee f f e c to fu n s t e a d yl a t e r a lj e ti sr e s e a r c h e d ad e s i g no fs i n u s o i dl a t e r a lj e ti n t h eh y p e r s o n i cf l o wf i e l di sp e r f o r m e d ，a n dt h ef l o ws t r u c t u r e sf o rt w om i s s i l em o d e l s o fd e s i g na r ec o m p a r e d t h er e s u l t ss h o wt h a t ：u n s t e a d yj e tw i t hh i l g hf r e q u e n c yw i l lb e r e s t r a i n e dq u i c k l yt h a nt h el o w e ro n ea n dt h ee f f e c to fu n s t e a d yl a t e r a lj e tt ot h et a i lo f t h em i s s i l ei si n a p p a r e n t n u m e r i c a la n a l y s i si sc a r r i e do u ta b o u tt h ei n t e r f e r e n c et ot h ea e r o d y n a m i cf o r c e s o ft a i lr u d d e r so fam i s s i l ec a u s e db yl a t e r a lj e t sd u r i n gi t sb o o s t e rt h r u s tc e a s i n gp r o c e s s 西eu n s t e a d yi n t e r f e r i n gc h a r a c t e r i s t i c so fm a i ne x t e r n a lf l o wa n db o o s t e rt h r u s tc e a s i n g i e t sa r eo b t a i n e da sw e l la st h ev a r i a t i o nh i s t o r yo fa e r o d y n a m i cf o r c e so fe a c hr u d d e r s i n v o l v e di ns u c hi n t e r f e r i n gf l o wf i e l d i ti so b s e r v e df r o mt h er e s u l t st h a tt h et a i l r u d d e r sa r es h r o u d e di nt h ew a k eo fl a t e r a li e t sd u r i n gt h ee a r l yp e r i o do ft h eb o o s t e r c o m b u s t i o nc h a m b e rd e c o m p r e s s i n g ，a n d ，i nt h i sp e r i o dt h ea e r o d y n a m i cf o r c e so ft a i l 第i i 页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 r u d d e r sc a nn o tp r o v i d ea d e q u a t ed r a gt oa c c o m p l i s hb o o s t e rs e p a r a t i o np r o c e s s ，t h et a i l r u d d e r s d e f l e c t i n g c o n t r o ls h o u l db e d e l a y e d f r o mt h eb e g i n n i n go fc h a m b e r d e c o m p r e s s i n g f o rn e a r l y18 0m s k e y w o r d s ：j e ti n t e r a c t i o ni ne x t e r n a lf l o w ，l a t e r a lj e t ，n u m e r i c a ls i m u l a t i o n 。 u n s t e a d yf l o w 第i i i 页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 表目录 表3 1 气动力系数比较表2 3 第1 i i 页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 图目录 图1 1 超声速来流中横向喷流的流场示意图5 图3 1n n d l 格式计算结果( 密度、速度、压力) 比较( 忙0 2 ) 2 2 图3 2 导弹模型图示2 2 图3 3 网格拓扑示意图2 3 图3 4 不同网格的弹体表面压力系数比较2 3 图3 5 弹体表面压力系数比较曲线( g r i da ) 2 4 图3 6 文献中试验模型的几何参数以及实体模型示意图2 5 图3 7 文献中0 2 m0 2 m 风洞试验段和导弹模型示意图2 5 图3 8 导弹网格示意图2 6 图3 9 试验流场图2 7 图3 1 0 数值模拟流场图( 压力) 2 7 图3 1 l导弹子午线压力变化曲线图( 无喷状态) 。2 7 图3 1 2 导弹喷口子午线压力变化曲线图( 有喷状态) 。2 7 图3 1 3数值模拟的温度场示意图( 有喷，全场图示) 2 8 图3 1 4 数值模拟的温度云图( 有喷，喷v i 附近) 2 8 图4 1 斜截喷口示意图2 9 图4 2 不同喷射角度发动机喷口形态示意图2 9 图4 3 导弹模型示意图3 1 图4 4 网格设计示意图3 1 图4 5 喷口处网格设计图3 1 图4 6 弹体表面测量点示意图3 2 图4 7 喷射角度为4 5 度时的温度场云图3 2 图4 84 5 度喷射角时p 2 ，p 3 ，p 4 ，p 5 点处的压力变化曲线图( 右为区域放大图) 3 3 图4 94 5 度喷射角时尾翼两侧压力曲线图。3 3 图4 1 0 喷射角度为9 0 时的温度场云图3 4 图4 1 19 0 度喷射角时p 2 ，p 3 ，p 4 ，p 5 点处的压力变化曲线图( 右为区域放大图) 3 4 图4 1 29 0 度喷射角时尾翼两侧压力曲线图3 4 图4 1 3 喷射角度为1 3 5 度时的温度场云图3 5 图4 1 41 3 5 度喷射角时p 2 ，p 3 ，p 4 ，p 5 点处的压力变化曲线图( 右为区域放大图) 3 5 图4 1 51 3 5 度喷射角时尾翼两侧压力曲线图3 6 图4 1 6 不同喷射角度p 2 点处压力对比曲线图3 6 图4 1 7 不同喷射角度e 3 ( 左) ，p 4 ( 右) 点处压力值对比曲线图3 7 第1 v 页 国防科学技术大学研究生院硕十学位论文 图4 1 8 图4 1 9 图4 2 0 图4 2 1 图4 2 2 图4 2 3 图4 2 4 图4 2 5 图4 2 6 图4 2 7 图4 2 8 图4 2 9 图4 3 0 图4 3 l 图4 3 2 图4 3 3 图4 3 4 图4 3 5 图4 3 6 图4 3 7 图4 3 8 图5 1 图5 2 图5 3 图5 4 图5 5 图5 6 图5 7 图5 8 图5 9 图6 1 图6 2 图6 3 图6 4 不同喷射角度p 5 点处压力值对比曲线图3 7 不同喷射角度p 1 1 2 ( 左) ，p 1 1 1 ( 右) 点处压力值对比曲线图3 8 不同喷射角度喷口附近压力云图3 8 不同攻角无喷流和9 0 度喷流温度场比较图4 1 9 0 度喷射角p 2 点处各角度攻角压力曲线图一4 3 9 0 度喷射角p 3 点处各角度攻角压力曲线图4 3 9 0 度喷射角p 4 点处各角度攻角压力曲线图4 3 9 0 度喷射角p 8 1 点处各角度攻角压力曲线图4 4 9 0 度喷射角p 111 点处各角度攻角压力曲线图4 4 9 0 度喷射角p 8 2 点处各角度攻角压力曲线图4 4 9 0 度喷射角p 1 1 2 点处各角度攻角压力曲线图4 5 半鞍点s 与回流区( 0 度攻角) 4 5 各攻角回流区示意图4 6 攻角与回流区大小关系4 6 导弹双喷口位置示意图4 7 喷射口网格4 8 喷射口位置方向示意图( 前视图) 4 8 双喷射口流场模拟效果图4 9 邻近弹体表面截面层温度云图4 9 双喷射口p 2 ，p 3 ，p 4 ，p 5 点处压力变化曲线图( 左) 和图4 1 1 ( 右) 5 0 双喷射口p 8 1 ，p 8 2 ，p 1 1 1 ，p 1 1 2 点处压力变化曲线图5 0 喷口位置同一子午线上测试点分布图5 2 不同喷流周期p 2 点处压力值比较图5 3 不同喷流周期p 3 ，p 4 点处压力值比较图5 3 p 4 点处压力值曲线图5 4 不同喷流周期p 2 点处压力值比较图5 5 不同喷流周期p 3 点处压力值比较图5 5 不同喷流周期p 4 点处压力值比较图5 5 不同喷流周期p 1 1 2 点处压力值比较图5 6 不同喷流周期p 1 11 点处压力值比较图5 6 带有一级火箭助推器的导弹外形图5 8 导弹尾部横截面示意图5 8 燃烧室压力变化拟合图5 8 表面及纵截面网格5 9 第v 页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 图 图 图 图 图6 9 图6 1 0 图6 1 1 图6 1 2 图6 1 3 图6 1 4 图6 1 5 图6 1 6 图6 1 7 图6 1 8 图6 1 9 图6 2 0 图6 2 l 图6 2 2 图6 2 3 图6 2 4 图6 2 5 图6 2 6 图6 2 7 图6 2 8 图6 2 9 图6 3 0 图6 3 1 图6 3 2 表面及横截面网格5 9 助推火箭发动机表面网格6 0 0 攻角无卸压马赫数等值线图6 1 卸压口横向切面马赫数云图6 1 卸压口纵向切面马赫数云图及流线6 1 o 攻角w i n g l 气动力变化历程6 2 o 攻角w i n 9 2 气动力变化历程6 3 o 攻角w i n 9 3 气动力变化历程6 3 o 攻角全弹气动力历程一6 3 o 攻角w i n 9 3l 气动力变化历程6 4 0 攻角w i n 9 32 气动力变化历程6 5 0 攻角w i n 9 33 气动力变化历程6 5 0 攻角w i n 9 34 气动力变化历程6 5 0 攻角l o m sw i n 9 3 横截面温度6 6 0 攻角1 2 1 m sw i n 9 3 横截面温度6 6 0 攻角1 0 m s 表面温度( 左：迎风面；右：上表面) 6 6 0 攻角1 2 1 m s 表面温度( 左：迎风面；右：上表面) 6 6 不同攻角w i n 9 2 轴向力比较6 7 不同攻角w i n 9 2 法向力比较6 7 不同攻角w i n 9 2 侧向力比较6 8 不同攻角w i n 9 3 总轴向力6 9 不同攻角w i n 9 3 总法向力6 9 不同攻角w i n 9 3 总侧向力6 9 不同攻角全弹轴向力比较7 0 不同攻角全弹法向力比较7 0 不同攻角全弹侧向力比较7 0 未卸压w i n 9 3 横截面流线( 口= 8 。) 7 1 l o m sw i n 9 3 横截面流线( 口= 8 。) 7 1 第v i 页 独创性声明 本人声明所呈交的学位论文是我本人在导师指导下进行的研究工作及取得 的研究成果。尽我所知，除了文中特别加以标注和致谢的地方外，论文中不包含 其他人已经发表和撰写过的研究成果，也不包含为获得国防科学技术大学或其它 教育机构的学位或证书而使用过的材料与我一同工作的同志对本研究所做的任 何贡献均已在论文中作了明确的说明并表示谢意 学位论文题目：超虚鎏圭速主搓自嗑速王拉鲍数焦搓赵盈究 学位论文作者签名：盛喳日期：函叼7 年1 1 月玎日 学位论文版权使用授权书 本入完全了解国防科学技术大学有关保留、使用学位论文的规定。本人授权 国防科学技术大学可以保留并向国家有关部门或机构送交论文的复印件和电子 文档，允许论文被查阅和借阅；可以将学位论文的全部或部分内容编入有关数据 库进行检索，可以采用影印、缩印或扫描等复制手段保存、汇编学位论文。 ( 保密学位论文在解密后适用本授权书) 学位论文题目：超直速童逾生撞囱嗑速王拉的数焦搓挞珏盔 学位论文作者签名：壶殓日期：2 0 0 c 7 年1 1 月巧日 作者指导教师签名：二埤l 日期：脚7 年l 、月哕日 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 第一章绪论 1 1 研究背景 喷流是广泛存在于航空航天领域的复杂流动现象。随着相关技术的不断进步， 喷流( j e t ) 技术已得到了越来越广泛的应用，并成为流体力学中的一个重要分支 ( j e td y n a m i c s ) ，对整个航空航天领域发挥着重要的影响作用。 近年来，超声速飞行器外部流动与来自于飞行器内部的各种形式的喷流之间 的干扰问题受到重视( 经常简称横喷干扰或侧喷干扰，l a t e r a l j e to rt r a n s v e r s e j e t ) ， 成为与飞行器的推进、机动、分离、防热和隐身等多项关键技术密切相关的研究 基础。随着高超声速巡航导弹、高超声速飞机、先进天地往返运输系统等尖端武 器装备所涉及的关键技术的深入研究，横向喷流干扰( 1 a t e r a lj e ti n t e r a c t i o n ) 日益 成为喷流研究的焦点【l 嗡j 。 横向喷流干扰的应用集中在以下两个方面： ( 1 ) 飞行器姿控技术中的应用。 导弹的控制方式主要有气动舵面控制、燃气舵控制和火箭发动机喷流控制等 方式。其中，空气动力舵面是大气层内控制导弹的常用方法，能为低空远距离飞 行和中段机动提供良好的机动能力。但随着导弹不断向高速、高机动化发展，空 气舵的缺点逐渐暴露：一是动态响应时间较长，难以满足直接碰撞杀伤的快速机 动要求；二是控制效率随空气密度的减小而下降，不能胜任高空及大气层外机动 飞行的要求。燃气舵是利用助推火箭的喷流冲击舵面产生反作用力控制导弹的一 种方式，适用于助推段的飞行控制。为提高接近目标时碰撞杀伤概率和解决不同 拦截高度的适应性问题，新一代反导拦截弹普遍采用了气动操纵面与横向喷流相 结合的组合控制技术。这一新型控制技术主要基于微型发动机的横向喷流来实施， 与传统的气动舵面及燃气舵控制相比，微型火箭的横向喷流控制适用于全速域和 全空域，具有响应快、效率高等特点，并且可以兼顾飞行器的弹道和姿态控制。 采用横向喷流的控制方式时，喷流和周围气流发生相互作用，对推力和导弹 的压心位置产生附加影响，并改变表面热环境。喷流( 速度、比冲、温度、膨胀角、 位置等) 及外流( 马赫数、动压、飞行高度、表面流态、姿态角等) 参数的各种组合， 导致喷流干扰现象十分复杂。对于姿控发动机来说，还存在着喷流干扰瞬态效应 和弹体气动响应等非定常问题。如何准确预测飞行器在各种复杂干扰条件下的气 动特性、提高喷流控制效率、确保飞行的稳定性，对空气动力技术提出了挑战。 在国外，横向喷流的控制技术已成功应用于实际型号，如美国的p a c 3 和俄 罗斯的c 3 0 0 系列地空导弹等，都采用了该控制技术，能够对战术弹道导弹和高 第1 页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 空、高速、高机动性的飞机等目标进行高精度拦截。国内该项技术尚处于型号研 究阶段，其中的一些关键技术尚未得到彻底解决，如直接侧向力控制技术、精确 探测跟踪导引技术、红外双色成像技术以及姿控轨控发动机技术等。针对直接 侧向力控制技术，准确预测拦截弹在各种复杂干扰条件下的气动特性、提高喷流 控制效率、确保飞行的稳定性，对空气动力技术提出了挑战。 飞船指令舱( c o m m a n dm o d u l e ) 、航天飞机( s p a c es h u t t l e ) 、跨大气层飞行器和 轨道转移飞行器( a o t v ) 等航天器是采用横向喷流进行飞行控制的另一类应用对 象。例如，美国航天飞机采用了多组反作用控制系统( r c s ) ，成功实现了大气层 内外的高超声速飞行控制。航天飞机在轨道机动飞行中，装在头部的前部r c s 和 轨道操作系统舱( o m s ) 两侧的后部r c s 一起工作；再入大气层后，主要是后部r c s 起作用，它与气动控制面一起，对航天飞机进行姿态控制。与导弹直接推力控制 相似，r c s 不仅仅是产生推力，而且其横向喷射的气流与周围流场发生强烈干扰， 造成附加推力和力矩，对飞行姿态控制产生一定的影响。 ( 2 ) 超燃技术中的应用。 超声速燃烧冲压发动机( s c r a m j e te n g i n e ) 的研究【9 - 1 8 】中，最重要的现象就是超 声速燃烧。它采用氢或碳氢化合物作为燃料，以经过吸气压缩的来流空气为氧化 剂。在燃烧室中，燃料采用横向喷射的方式注入，这一过程与燃料的混合、激波 点火、燃烧爆震等一系列复杂而重要的流动现象密切相关。燃料喷射产生的干扰 流场结构及气流相互作用相当复杂。燃料喷射的角度或强度过大，发动机就有可 能雍塞，不能正常工作；喷射的角度过小，燃料就有可能与来流混合不充分，以 至无法点火或燃烧不完全。因此，如何使燃料喷入气流后，充分混合燃烧的同时 减少来流空气的动量损失，成为了超燃发动机研制中的一个关键问题，有关喷流 的设计也便成了重中之重。 1 2 国内外研究历史与现状 国外早在2 0 世纪5 0 年代末，就开始对横向喷流的干扰机理和作为飞行器气 动控制手段的可能性进行探讨，历经数十年开展了大量的研究工作，其发展经历 了两个主要阶段。 第一发展阶段：从5 0 年代末到7 0 年代中期，研究背景是航天器再入时反作 用控制系统( r c s ) 的局部干扰，主要工作是针对横向喷流干扰的作用机理和流场构 型开展的定性研究，研究对象多为平板表面二维、三维气体喷射的局部流场。由 于当时条件的限制，研究手段以风洞试验和工程分析方法为主。由于当时数值模 拟方法还不成熟，横向喷流干扰的数值计算大都依赖粗略的假设或与工程模型结 合。从各种模型与试验结果的比较，可以看出无论哪种模型在应用中都存在着非 第2 页 国防科学技术大学研究生院硕十学位论文 常多的限制条件，很难找到一个“最佳的”模型。可见，对横向喷流这种复杂的 干扰现象，仅仅依靠工程分析难以提供精确的预测结果。 第二发展阶段：从8 0 年代末开始，对先进反导武器和新型天地往返运输器需 求再次引发了这一领域的研究热潮。这一时期的研究手段趋于多样化，研究问题 趋于实用化，研究领域趋于广泛化。 随着试验装置的进步，俄罗斯研究人员提出了推力比拟的近似模拟准则，冷、 热喷流模拟技术在风洞中得到发展和应用。冷喷试验因其重复性好、无毒害、成 本相对较低，而在风洞试验中被大量采用。然而，真实飞行器控制大都采用固体 或液体推进剂，其喷流燃气的比冲、温度、比热比甚至二次燃烧效应等都是冷喷 流试验难以模拟的。因此，采用微型发动机所进行的热喷模拟成为喷流干扰试验 的发展趋势。 在喷流参数影响的研究方面：k u m a r 1 9 】等在炮风洞上采用钝锥后体横向喷流模 型，进行了变喷流压比、外流m a 和r e 数的试验，并将n u i l l l 【2 0 j 等的工程方法相 结合，得到了喷流及外流参数对流场结构、压力分布和推力放大因子的影响规律。 f i n s e t h 2 1 l 等进行了多喷流干扰的研究，并根据风洞试验结果建立了能够预测多喷 性能的关联公式，指出喷流干扰效应与来流参数、喷口及喷流参数、飞行器几何 外形等密切相关。c a v a l l e r i ( 2 2 】等开展了等面积单孔和多孔喷流的对比试验，研究表 明多孔喷流的效率高于单孔喷流。b u c k e l e w t 2 3 】等人对姿控和轨控喷流位置对控制 效率的影响进行了研究。s p e n c e r 2 4 】在综合分析喷流推力、冲量、组装、制导响应 时间、喷流干扰及脱靶距离等因素的基础上，对喷流位置的选择进行了数值优化， 认为最佳位置在弹体重心前。s r i v a s t a v a 2 5 - 2 8 】采用c f d 的技术手段系统地对导弹横 向喷流进行了数值模拟研究，其研究涉及到：无喷和有喷的比较、光弹布局和弹 翼布局的横喷干扰对比、舵翼形状和位置对横喷干扰的影响、马赫数和攻角对横 喷干扰的影响、喷口位置的影响等，最终与试验数据一起形成了导弹横向喷流干 扰方面较详尽的气动数据库。 随着各种研究手段的不断完善，国外关于喷流控制的研究已逐步由机理性研 究向实用化方向发展。近年来，美国在a m e s 中心气动软件a r c 和a e d c 推进部 专用软件p a r c 源代码的基础上，开发出导弹的横向喷流干扰流场软件p a r c h ， 该软件能够求解带湍流、强粘性干扰、发动机热喷、多喷流、喷流舵面干扰等苛 刻条件下复杂外形全弹的流场和气动参数。以色列、日本等国也在横喷气动干扰 和控制方面进行了相关研究，取得了实质性进展。 可以看到，国外在横向喷流干扰效应的研究中投入非常巨大的人力物力，已 经取得较为显著的成绩。但由于其作用机理非常复杂，涉及到激波、膨胀波和涡 旋的相互干扰，及飞行高度和速度大范围变化、高温效应、非定常效应等多种因 第3 页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 素的影响，其研究成果远没有达到成熟的程度。 国内在这一领域的跟踪较早，开展实质性的研究起步较晚，但目前已经取得 了显著的进步。主要的研究单位有：中国空气动力研究与发展中心、中国航天空 气动力技术研究院、国防科学技术大学、北京航空航天大学、南京航空航天大学、 西北工业大学、北京理工大学、南京理工大学、中国科学院力学研究所等。目前 国内相关研究形成的特色可简单概述为：( 1 ) 无舵翼布局导弹外形的横喷干扰问题 计算，侧重于常规横喷干扰的流场结构和压力分布，如刘君【3 3 】、郭正【3 0 1 、徐春光 【4 7 1 、杨彦广【4 l 】等的工作；( 2 ) 有舵翼布局导弹外形的常规横喷干扰问题计算，侧重 于喷流的远场干扰影响方面，如邓有奇【4 3 】等的工作；( 3 ) 多喷布局的特殊横喷干扰 问题计算，如陈坚强l 4 5 】等、马明生【5 5 1 等以及其他人的工作；( 4 ) 考虑喷流非定常效 应、热喷效应、真实气体效应等的特殊横喷干扰问题计算，如杨彦广【4 、刘剥3 3 】、 周松柏【3 1 1 、徐敏f 5 2 】等、孙得川【5 4 】等的工作；( 5 ) 导弹特殊飞行模式下的横喷干扰问 题计算，如王树军【5 6 等的工作；( 6 ) 非连续介质环境下的特殊横喷干扰问题计算， 如朱荣丽、曹义华的工作；( 7 ) 横喷干扰问题的并行计算工作，如王正华、李桦【5 7 】 的工作。 综上所述，几十年来，国内外关于各种横向喷流干扰问题的数值研究工作已 经取得了许多成果。随着对于各类布局( 如导弹、超声速燃烧室等) 中横喷问题 的机理认识的不断深入，在计算方法和仿真应用方面，横喷干扰的数值研究工作 呈现出极为广阔的发展空间。 1 3 横喷干扰流动特点 超声速流场中横喷干扰的流场结构异常复杂，蕴含有激波、膨胀波系、弓形 波、马赫盘、剪切层、漩涡等结构，并存在流动的分离和再附，如图1 1 所示。事 实上，喷流的喷射对来流形成流动阻滞，引起喷流上游壁面边界层发生流动分离， 诱发分离激波，并在喷口上游壁面的局部区域形成回流区；喷流对来流的干扰形 成弓形激波，且与来流形成剪切层，并且该剪切层内存在周期性的大尺度涡结构； 另外，喷流自身向流动空间膨胀并形成桶状激波和马赫盘以与外部流场匹配；喷 口下游壁面附近由于喷流的引射和来流的剪切而形成回流区；流场中显著存在马 蹄涡和反向旋转涡对，马蹄涡的形成归结于喷口上游回流区的漩涡沿喷口两侧向 下游发展过程中对流、拉伸、扭结等的影响，而反向旋转涡对的成因主要归结于 喷流与来流形成的剪切层内涡系的耦合与干扰。然而，上述内容仅包含了喷流干 扰流场的部分重要结构特征，该特征的影响因素还很多，在物面为三维表面、喷 流为真实发动机燃气、飞行条件大范围变化的情况下，横向喷流干扰问题变得异 常复杂，给流场的定量描述及气动干扰变化趋势的预测和分析带来很大的困难。 第4 页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 来流m l 弓 桶状激波 兰笺；高鬲玉荔汤 分离区 回流区 图1 1超声速来流中横向喷流的流场示意图 通过上述定性分析，可以得到以下横向喷流干扰的基本特点： ( 1 ) 超声速主流中的横向喷流干扰流场对来流和喷流条件的变化非常敏感， 干扰区存在着固有的不稳定趋势和流动特征突变的可能性，流场特性呈现高度的 非线性特征。 ( 2 ) 横向喷流干扰对流动特性最重要的影响是壁面压力分布发生显著变化。 这一变化会造成附加的法向力和力矩，并改变飞行器压心位置。当附加力和力矩 的作用方向与发动机作用方向一致时是有利的，反之则会降低喷流控制的效率。 ( 3 ) 由于流动分离的存在，会导致附面层流动状况和壁面热流分布的改变。 如果飞行器瞄视窗口处在分离区内则会造成气动光学效应，造成光学探测器件的 瞄视误差。喷流上游的分离会加剧表面局部热环境，但由于喷流控制的作用时间 一般都非常短，所以在多数情况下其累计加热量不会很大。 ( 4 ) 工程实际应用中，横向喷流往往伴随着真实气体效应。无论是固体或液 体发动机，还是燃料喷射混合，流动过程中都存在着工作介质物理特性的影响、 二次燃烧和两相流效应。这些物理过程使流动状态更加复杂化，有可能会对流场 的动力和热力学特性产生影响。 ( 5 ) 干扰流场的建立，是一个通过流场参数传递和匹配而趋于平衡的渐进过 程，而且往往建立流动的特征时间并非可以忽略的小量。因此在实际飞行中，发 动机启动和关车对飞行器气动特性的影响往往呈现出非定常特征。 根据国内外文献，如今的研究中较为关注以下几个问题： ( 1 ) 喷口附近分离区的准确预测。在喷口附近，由内外流形成的分离区与喷 流控制力和力矩、导弹气动光学、弹体气动防热等多方面设计关系紧密。有研究 表明，喷流( 速度、温度、位置、比冲等) 和外流( 马赫数、动压、姿态角等) 的参数对分离区大小均有影响。 ( 2 ) 建模中影响参数机理不清楚。在工程应用中，喷流的形状、位置、布局、 角度、流量及喷射方式等参数都能直接影响到飞行器布局设计的效果。已有试验 观测发现，多喷口之间以及喷流与飞行器各部件之间都存在非常复杂的流动干扰。 第5 页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 ( 3 ) 实际工程应用中，流体介质特性、燃烧相关的非平衡流、两相流效应等 物理化学过程对流场的动力、学热、力学特性影响。 ( 4 ) 在超声速流动中横向喷流的建立过程的非定常特性较为复杂。有试验研 究数据表明，其过程并不是绝对的渐进平衡，有时也会出现振幅较大，持续时间 较长的气动波动，对弹体造成影响不可忽略。 综上所述，超声速流动中的横向喷流研究涉及湍流、非平衡、两相流、非定 常流动等多种现象，是一个高度非线性的动力学系统。 1 4 本文的主要工作 本文围绕超声速流场中横向喷流的问题，开展了一系列的探讨和研究。着重 讨论了在各种不同的流场状态下及不同的喷流状态下横向喷流对导弹的影响。以 下介绍各章的主要内容： 第一章对本文的工程背景和意义，国内外相关研究的历史和现状进行了综述， 概要描述了横向喷流的基本特点，并对本文内容结构进行了介绍。 第二章是本文的理论基础，对本文涉及到的相关计算数值方法进行了较为详 细的介绍。 第三章通过三个简单的算例对计算软件进行了数值验证，考核了所采用的算 法在处理超声速主流中横向喷流干扰的流动问题的可靠性。 第四章对单喷口导弹模型设定不同的喷射角度和不同来流攻角的情况进行数 值模拟，着重分析了喷流对弹体和尾翼的影响，并得到了相关的结论。设计了用 于产生滚转效应的双喷口的导弹模型，分析了其流动的特点。 第五章针对非定常喷流流动，采用了正弦函数规律的横向喷流进行研究，对 两种不同外形的导弹进行了喷流干扰影响分析。 第六章是将算法应用于火箭反动机助推器分离侧向卸压的工程模型研究中， 分析了喷流对舵的气动干扰问题。 最后结束语部分是对全文的总结以及对下一步工作的展望和构想。 第6 页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 第二章基, 上q x 理论 弟一早 荃璀v 匕 本章介绍了本文数值模拟所使用的控制方程及计算方法，是数值仿真的理论 基础。 2 1 控制方程 典型的连续介质流体力学控制方程是n a v i e r s t o k e s 方程组。它包括质量守恒、 动量守恒和能量守恒方程，对可压流还包括状态方程。在忽略彻体力和热源情况 下，本文从完全气体的三维薄层近似n a v i e r - s t o k e s 控制方程出发进行了数值模拟。 实际计算时通常采用无量纲化的物理量和控制方程。其原因在于：( 1 ) 无量纲 化有利于减小计算机由于有限精度