超声速/高超声速来流中侧向喷流干扰流场数值模拟

针对姿态控制系统采用侧向喷流的小型固体运载火箭,开展超声速/高超声速来流中侧向喷流干扰流场数值模拟研究.通过数值求解三维可压缩Navier-Stokes(N-S)方程,模拟了侧向喷流干扰流场,分析了干扰流场结构,研究了攻角、高度、马赫数、侧喷发动机真空推力、喷口形状等因素对力/力矩放大因子的影响.研究结果标明,侧向喷流与来流相互作用,使流场结构十分复杂,存在激波、压力平台效应和环绕效应等干扰特性,攻角、高度、侧喷发动机真空推力等因素对力/力矩放大因子均存在不同程度影响.     

大攻角侧向多喷干扰流场特性数值模拟

采用计算流体力学(CFD)方法研究了大攻角状态下侧向多喷口干扰复杂流场对导弹气动特性的影响。首先通过喷流标模和大长细比导弹模型的雷诺平均Navier-Stokes(RANS)数值模拟,分别验证了所采用的仿真方法对喷流干扰流场和导弹大攻角流动求解的能力;其次采用RANS方程组对大攻角状态侧向多喷干扰流场进行了数值模拟,表明攻角与喷口数量对导弹气动载荷分布产生较大的影响;然后通过对比分析有/无喷流时法向力系数沿导弹轴向的分布,以及流场结构,揭示了不同攻角时喷流干扰流场对导弹气动特性影响的流动机理;最后给出了侧向喷流对导弹建立攻角时间影响的初步分析,表明与采用单独气动舵进行姿态控制相比,在10 km高度采用侧向喷流直接力控制不能提高导弹的快速性。     

高超声速侧向喷流干扰流场数值模拟

通过数值求解NS方程模拟了高超声速来流中的侧向喷流干扰流场,研究了喷口附近分离形态、分离区尺寸、流场波系结构、平台压力分布等流场特性,得到了喷流干扰的环绕效应,并对其形成原因和对干扰力的影响进行了分析.     

双锥侧向喷流的数值模拟研究

利用侧向喷流进行导弹姿态、轨迹控制是近年来导弹空气动力学前沿热点问题之一。要成功地设计以侧向喷流控制为基础的导弹,必须分析喷流与来流干扰对气动性能的影响。本文采用AUSM 上风格式空间离散三维可压缩非定常NS方程组,数值模拟了双锥侧向喷流干扰流动。将表面压力分布与文献中试验值、计算值进行比较,给出了干扰流场结构,分析了喷流干扰对双锥气动力、力矩的影响。     

导弹侧向喷流干扰及多喷口耦合效应数值模拟

侧向喷流与外部来流的干扰流场相当复杂,流场内会出现弓形激波、再附激波和分离旋涡等复杂的物理现象。通过数值求解NS方程,对导弹的侧向喷流干扰流场进行了数值模拟研究,重点讨论了采用空气冷喷流进行喷流干扰模拟的相似模拟准则,通过与燃气喷流的对比,验证了喷流干扰模拟准则在导弹侧向喷流干扰数值模拟中的可靠性。利用建立的侧向喷流模拟方法,对某导弹外形的多喷口耦合效应进行了数值模拟研究,分析了侧向多喷口耦合干扰下的放大因子及流场结构,相关结论可为导弹喷流控制系统设计提供参考依据。     

尖拱弹身横向喷流数值模拟

本文通过数值求解层流Navier—Stakes方程来模拟超声速流场中横向超声速喷流的干扰流场，采用分块对接网格和“O”型网格技术，精确模拟喷口截面形状并生成高质量的贴体计算网格，对尖拱弹身的横向超声速喷流的干扰流场进行了数值模拟，研究了喷口附近的流场结构、涡系结构、波系结构及流动分离等流场特性，得到喷流流场的干扰效应，计算结果与实验值吻合较好。     

高超声速主流中完全气体横向喷流干扰特性研究

运用风洞试验和数值模拟手段,建立了横喷干扰效应研究的基本方法,对小钝双锥模型的完全气体横向喷流干扰问题进行了研究.首先通过试验和计算结果的对比进行方法验证,其次进行了横喷干扰的流动机理和参数影响分析.主要包括以下内容:a.无喷和喷流条件下,流场结构、模型壁面压力分布、气动力特性的试验与数值计算结果比较;b.完全气体横向喷流的气动干扰效应分析;c.攻角、喷流压比、喷流马赫数、来流边界层状态等内、外流参数变化对横向喷流干扰效应的影响分析.     

超声速和高超声速横向喷流数值模拟

为了解横向喷流的干扰影响和喷口附近的流场结构,采用分块对接网格和“0”型网格技术,数值求解N—S方程来模拟超声速和高超声速流场中横向喷流的干扰流场。对两种尖拱弹身外形的超声速和高超声速喷流干扰流场进行了数值计算,计算结果与风洞实验数据吻合一致。在此基础上,开展了某型导弹多喷构型干扰流场的数值模拟,得出一些横向喷流数值模拟的结论。     

超声速侧向多喷流干扰特性数值模拟

为了研究多个喷流喷管对导弹控制力的干扰影响,本文通过数值求解N-S方程来模拟超声速外流场中横向喷流的干扰流场,采用分块对接网格和"O"型网格技术,精确模拟喷口截面及弹翼形状,生成高质量的贴体计算网格。通过对多种喷管控制组合的超声速横向喷流干扰流场的数值模拟,研究和分析了喷口附近流场的涡系结构和波系结构,并将喷管几种排列组合对导弹喷流干扰力放大因子的影响进行了分析研究,得出一些多喷流干扰的结论。     

超声速底部喷流干扰流场数值模拟

数值模拟了不同马赫数,不同喷流压比下的轴对称超声速底部喷流干扰流场,采用LU隐式算法进行数值求解并引入了Baldwin-Lomax代数湍流模型.采用分区网格将弹身与底部区域合为一个整体进行计算,得到了清晰的流场结构和弹体表面及底部的压力分布,并与试验结果进行了比较.数值模拟结果表明超声速底部喷流干扰流场结构复杂,有、无喷流时底部流场有很大不同, 喷流对底压分布有明显影响,进而对轴向力系数影响显著.     

侧向多喷流流场数值研究

为研究侧向喷流对高超声速拦截弹喷流直接力控制性能的影响，发展了在有限体积离散方法框架下的三维非定常N—S方程，采用LU—SSOR隐式时间推进格式和残值项空间迎风型格式求解技术，对大气层内高超声速拦截弹多个姿态控制喷流发动机同时工作时的干扰流场进行了数值求解。计算给出了自由流与侧喷流、侧喷流与侧喷流之间复杂干扰流场结构图(等压云图、等马赫云图)以及喷流附近的压强分布，其结果与单一侧向喷流流场情况进行了比较和分析。结果显示，喷流前的压强场基本不受后喷流的影响，处于前喷流尾流区后的喷流的干扰效率将受到较大影响。     

弹体自旋条件下姿控发动机控制律设计

针对大气层内带有横向喷流姿控发动机和尾部气动舵的导弹,研究了弹体自旋条件下的姿态控制问题。以导弹的横向加速度为输出,建立了姿态系统数学模型,并对模型进行了分析和简化。考虑了双通道控制和单通道矢量控制两种控制方式,针对姿控发动机的离散工作特点,分别研究了控制律设计问题,实现了横向加速度的快速跟踪。针对喷流干扰效应,给出了喷流放大因子的在线估计算法。最后,进行了数值仿真,仿真结果说明了所提方法的有效性。     

高马赫数下横/逆向喷流干扰流场数值研究

横向喷流和逆向喷流广泛用于高超声速飞行器气动力与气动热控制。采用格心型非结构有限体积法求解基于三温度热化学非平衡模型的全Navier-Stokes方程,对高空、高马赫数来流条件下二维圆柱状构型飞行器的喷流干扰流场进行数值模拟,研究了仅存在横向或逆向喷流以及横/逆向喷流同时存在时的复杂流场结构以及喷流降低热流、减阻、改善升力的具体效果。通过控制变量的方法,探究了不同参数（马赫数、静压）的喷流对流场结构及飞行器的气动力、气动热的影响规律。结果表明：在一定条件下,当逆向喷流与横向喷流同时存在时,下游的横向喷流可以影响到上游的逆向喷流流场结构;逆向喷流可以显著减小高超飞行器阻力,并降低头部壁面热流峰值,而横向喷流对高超飞行器的升力特性有一定提高;在横向喷流已用于飞行器姿态控制的情况下,一定条件下可以同时使用逆向喷流,既可以减阻、又可以降低热流峰值,还可以提升升力。     

姿控式直接侧向力与气动力复合控制策略设计

针对自旋导弹直接侧向力与气动力复合控制问题,提出一种分阶段复合控制策略,该策略充分考虑了直接侧向力离散控制和空气舵连续控制的特点,将弹体迎角和侧滑角响应过程分为上升段和保持段以实现快速精确跟踪。上升段考虑固体脉冲发动机的快响应特性,利用整数线性规划(ILP)得到了需要开启的脉冲发动机数量,产生直接侧向力控制导弹快速建立迎角和侧滑角。保持段则基于动态逆控制和自抗扰控制技术,通过空气舵控制迎角和侧滑角稳定在期望值,以克服侧向喷流干扰效应和大迎角飞行带来的非线性耦合的影响。仿真结果表明,依靠直接侧向力与气动力的分时串联作用,可以有效地抑制复合系统的外扰和模型不确定性的影响,显著加快拦截导弹的过载响应速度。     

侧向喷流的气动增益特性研究

本文实验研究了一种弹翼身组合体构型在亚、跨、超声速，不同动量比以及不同喷口布局条件下的侧向喷流气动增益情况。给出了来流马赫数、喷流动量比、喷口布局等对增益特性的影响。结果表明，马赫数和喷口布局对增益特性均有显著影响，但本文定义的增益因子却基本与动量比无关。此外，对比分析了单独体构型和翼身组合体构型增益特性的差异，进一步揭示了主流、喷流在二者相互作用中的地位和影响。本文结果对认识侧向喷流干扰特性、气动增益、开发高效喷流姿态控制技术等有一定参考意义。     

Numerical investigation of the shock interaction effect on the lateral jet controlled missile

A computational study on the supersonic flow around the lateral jet controlled missile has been performed. A three-dimensional Navier–Stokes computer code (AADL 3D) has been developed and case studies have been performed by comparing the normal force coefficient and the moment coefficient of a missile body. Different jet flow conditions including jet pressures and jet Mach numbers, and the circumferential jet positions have been incorporated into the case studies. The missile surface is divided into four regions with respect to the center of gravity, and the normal force and moment distribution at each region are compared. The results show conspicuously different normal force and moment variations according to each parameter variation. From the detailed flow field analyses, it has been verified that most of the normal force loss and the pitching moment generation are taking place at the low-pressure region behind the jet nozzle. Furthermore, it is shown that the pitching moment can be efficiently reduced by the lateral thrust obtained through higher jet Mach number rather than high jet pressure. Thus, an angle of yaw is more effective for missile control by side jet than an angle of attack.     

逆向喷流对双锥导弹外形减阻特性的影响

逆向喷流是一种主动流动控制技术，具有减阻降热特性，可用于高超声速飞行器设计。以典型双锥导弹外形的球头、单锥、双锥（全弹）为研究对象，将喷流发生器和弹体固连，采用CFD方法对逆向喷流的减阻特性进行了数值研究，对比分析了喷流马赫数、喷流压比等参数对不同对象减阻效果的影响。结果表明：逆向喷流流场存在长、短射流穿透两种模态；球头在小压比长射流模态时的减阻效果最佳；单锥和双锥在大压比短射流模态时的减阻效果更好。存在一个最佳压比，使得逆向喷流的减阻效果最佳；喷流压力过大，减阻效果变差，甚至出现阻力系数不降反增情形。逆向喷流减阻效果对控制体选取敏感，若将逆向喷流对头部的减阻特性（超过40%）直接推广至飞行器整机（6%左右），评估结果过于乐观。综合最佳减阻效果、最佳喷流压比、流量与所需储气瓶体积等影响因素，工程应用时逆向喷流应优先选用声速喷流。