轨控喷流干扰气动—运动一体化非定常数值模拟

针对运动条件对反作用控制喷流控制气动干扰的影响,基于雷诺平均N-S方程,建立非定常气动--运动一体化方法,通过计算流体力学（CFD）/刚体动力学（RBD）耦合求解,对一种采用轨控喷流直接力控制的锥柱裙外形进行了数值模拟,研究了干扰流场结构、力和力矩与飞行器状态随时间变化特性,分析了运动非定常计算和定常计算的对比结果以及外流参数（马赫数,攻角等）变化对气动运动特性的影响。研究结果表明：轨控喷流使飞行器运动时存在强烈的非定常特性,定常计算的法向力放大系数和干扰俯仰力矩大于运动非定常计算结果。     

格栅尾翼布局的姿轨控直接力气动力特性研究

针对防空反导拦截导弹拦截高突防能力目标的需求，研究了格栅翼与直接力控制结合使用的创新型导弹布局的气动性能。使用计算流体力学(CFD)方法计算了新型布局在不同姿轨控组合喷流时的气动干扰特性，对比研究了典型设计点的无喷、单喷口喷流、组合喷流的全弹主要气动分量和部件气动力。研究结果表明:格栅翼应用于高空高速的弹道末端时，格栅内部不会出现壅塞现象;组合喷流的姿轨控可解耦，在气动力数学模型建模时可以主要针对轨控的气动干扰量进行建模，从而极大的简化气动数学模型，减少型号研制成本。研究结论可推广到一般的在弹道末端纯直接力控制的布局气动力数学建模中。     

侧向喷流干扰流场建立与消退过程数值模拟

针对高超声速轨控侧向喷流的非定常干扰效应问题,应用非定常数值模拟方法和多重网格加速收敛技术,研究了锥-柱-裙外形轨控侧向喷流干扰流场的建立和消退过程,获得了详细的喷流瞬时干扰流场结构特性,分析了法向力放大系数、干扰力矩系数、法向力系数及俯仰力矩系数随时间的变化特性。研究结果表明：在侧向喷流干扰流场建立和消退过程中气动力变化较大,存在峰谷值;法向力放大系数及干扰力矩系数的定常值和非定常时均值之间存在明显差异。     

高超声速飞行器激波控制减阻技术

针对高超声速飞行器巨大的激波阻力，采用数值方法研究了由钝头体、气动杆和侧向喷流构成的组合模型的减阻性能。侧向喷流将弓形激波推离气动杆，组合模型的再附激波明显弱于传统气动杆模型，其阻力系数比气动杆模型低了33.52%，从而验证了本文组合模型优异的减阻效率。进行了组合模型的影响因素分析，随侧向喷流总压比和气动杆的长度的增加，再附激波强度减弱，减阻效率升高，但减阻效率的变化速率逐渐减小。随喷口位置向下游移动，再附激波逐渐增强，减阻效率降低，且减阻效率的变化速率逐渐增加。此外本文还研究了以上参数对流场结构及钝头体压力峰值位置的影响。     

基于多块对接网格的多侧喷流瞬态干扰特性研究

基于无限插值理论和多块网格技术,生成了带多姿控发动机的拦截弹结构体网格。利用非定常N-S方程数值求解技术,计算了大气层内高超音速拦截弹带多个横向喷流的瞬态干扰流场,为拦截弹瞬态多侧向喷流的精确控制力建模提供了理论参考依据。研究结果表明,与单喷瞬态干扰相比,瞬态多侧向喷流干扰延迟效应更明显;多侧喷瞬态喷流尾流对尾翼存在更强干扰现象。     

反向喷流对运载火箭返回段气动特性影响研究

为了准确获取发动机反向喷流干扰下运载火箭返回段全箭及栅格舵气动特性，设计缩比试验模型及地面喷流模拟系统，采用高速纹影、全箭及栅格舵部件测力等测试方法，开展反向喷流状态下风洞试验研究。结果表明：发动机工作时反向喷流与头部弓形激波相互干扰，改变全箭绕流流场分布特征，使得一子级返回段的轴向力系数减小，对一子级返回段的法向力系数和俯仰力矩系数影响规律与来流马赫数有关，影响量与喷流强度和攻角等相关；反向喷流干扰使得栅格舵的控制舵效整体呈降低趋势，在高马赫数来流下甚至会导致控制特性反向。通过反向喷流测力风洞试验，有效指导和开展返回段精细化气动设计，为我国重复使用运载火箭的工程实现提供技术参考。     

数值模拟侧向超声速单喷流干扰流场特性

采用数值方法研究了平板上超/高超声速来流与超声速横向喷流相撞引起的复杂干扰流场特性。所建立的单介质冷喷流数值模拟方法,经过了表面多方位压力分布测量结果、纹影显示的激波结构以及表面油流图谱表现的表面分离范围的实验验证。根据数值模拟与实验对比的结果,合理地描述了喷流干扰流场压力分布以及表面、空间结构特性,并分析了压力比对流场结构和特性的影响。     

大攻角侧向喷流流场特性及喷流干扰效应

采用HLLC近似黎曼解格式求解N-S方程,对大攻角条件下超音速尖拱细长旋成体导弹的单侧向喷流干扰流场进行了数值模拟.并对喷流流场压力分布、喷口附近流动及流场旋涡结构进行了研究,分析了大攻角对细长旋成体侧向喷流干扰压力分布及干扰因子的影响.研究结果表明,HLLC格式计算复杂流场具有较好的数值稳定性;侧向喷流与来流的干扰总...     

三维喷流流场中固体颗粒效应的粒子仿真方法研究

采用粒子仿真跟踪颗粒相运动轨迹，采用高效ENO格式求解NS方程，数值模拟了有攻角条件下含颗粒相的横向喷流与超音速物体绕流形成的干扰流场。结果表明上述方法是研究气－相两相流动的有效途径，颗粒相存在对喷流流场结构及物体所受的气动力和气动热具有一定影响。     

过渡区侧向喷流干扰的并行DSMC数值模拟研究

在高空低密度环境,空间飞行器的控制面效率下降较快,反作用控制系统(RCS)作为改变飞行姿态或轨道的直接力系得到大量应用,为了精确预测高空RCS喷流与稀薄大气的干扰效应,本文建立了直角与表面非结构网格混合结构的DSMC数值算法以及网格自适应算法,保证了碰撞分子是在自适应后的亚网格内选取,提高了计算精度.采用静态随机负载平衡技术构建了并行DSMC代码,计算分析了不同压比条件下的三维平板模型侧向喷流与稀薄大气的干扰流场.计算的复杂流场结构和表面流动特征、分离长度与低密度风洞试验有较好的一致性.在保持来流参数不变的情况下,喷流干扰区的分离长度及喷流透射高度随着喷流压比的增大而增大.随着来流稀薄度的增加,来流对喷流的影响越来越弱,而喷流自身的影响区域却越来越大.     

发动机喷流对飞行器底部流动影响数值模拟

针对发动机燃气喷流对底部流动的影响开展研究。建立冷喷与热喷计算方法，与经典的高压空气尾喷管喷流试验数据进行了对比，验证了本文建立的三维喷流方法的可靠性。对本文选用的飞行器外形采用冷喷与热喷方法开展了对比计算并与飞行试验值进行比较，分析了两种方法结果的差异。采用热喷方法对来流马赫数 2.5 ，不同飞行高度及喷管进口总压开展计算，研究飞行高度及喷管进口总压对发动机喷流及底部流场的影响。结果表明，保持飞行高度、来流马赫数不变，喷管进口总压增加，底部压力系数逐渐提高。燃气质量浓度最大值位于底部空腔的壁面处，且保持一个恒定值。保持喷管进口总压、来流马赫数不变，飞行高度增加，喷流高速区向后移动且中心区最大马赫数增加。在一定飞行高度下，底部压力系数由负转正，即飞行器底部会出现正推力，这对飞行器的射程会产生重要影响，需要提前评估。     

大气层内导弹侧向喷流干扰流场的数值模拟

采用3阶的WENO格式计算了大气层内带有侧向喷流的超声速导弹绕流流场。计算显示了喷流和绕流干扰的流动结构。喷流上游的高压区域包络弹体,与喷流下游的低压区域一起削弱了喷流产生的侧向力。在文中计算条件下,喷流放大因子小于1,并形成了较小的俯仰力矩。     

Drag reduction research in supersonic flow with opposing jet

A CFD study on drag reduction in supersonic flow with opposing jet has been conducted. Flowfield parameters, reattachment point position and surface pressure distributions are obtained and validated with experiments. From the analysis on the physical mechanism of drag reduction, it shows the phenomenon that, when the opposing jet blows, the high pressure region is located between the bow shock wave and the Mach disk, which makes the nose region much lower pressure. As the pressure ratio increases, the high pressure region is gradually pushed away from the surface. Larger the total pressure ratio is, the lower of the drag coefficient is. To study the effect of the intensity of opposing jet more reasonably, a new parameter R_PA has been introduced by combining the flux and the total pressure ratio. The study shows that the same shock wave position and drag coefficient can be obtained with the same R_PA with different fluxes and the total pressures, which means the new parameter could stand for the intensity of opposing jet and could be used to analyze the influence of opposing jet on flow field and aerodynamic force.     

直接力/气动力拦截弹复合逻辑与复合控制系统设计

以大气层内拦截弹直接侧向力和气动力的复合控制系统为研究对象,首先设计了轨控复合控制逻辑,然后建立了复合控制模型,并将复合系统分解为直接侧向力子系统和气动力子系统,用经典控制理论设计了气动力子系统,用模糊控制理论设计了直接力子系统。仿真结果表明:所设计的复合控制逻辑合理;基于模糊逻辑的直接力子系统可有效避免点燃发动机数量过多而需要反向点火情况的发生;与气动力系统相比,复合控制系统性能有较大提高。