高超聲速飛行器層板式小尺度側(cè)噴結(jié)構(gòu)分析與流動(dòng)機(jī)理研究.pdf

1、隨著科技的快速發(fā)展，傳統(tǒng)的舵面飛行器控制系統(tǒng)已經(jīng)無法實(shí)現(xiàn)高機(jī)動(dòng)高效率的變軌需求。尤其在軍事領(lǐng)域，高速、大機(jī)動(dòng)能力的巡航導(dǎo)彈對防空導(dǎo)彈提出了更高的要求。側(cè)向噴流控制屬于噴流反作用控制系統(tǒng)，是精確打擊和姿態(tài)調(diào)整的關(guān)鍵技術(shù)，其適用于全速域和全空域，具有響應(yīng)快、效率高等特點(diǎn)，是飛行器在中高空進(jìn)行姿態(tài)控制的重要手段。本文主要研究超聲速來流條件下層板式小尺度鼻錐側(cè)向噴流干擾流場，并對不同參數(shù)條件下干擾流場的變化進(jìn)行數(shù)值分析。
　　本文首先對層

2、板式小尺度條件下鑲嵌式噴管內(nèi)流動(dòng)進(jìn)行了設(shè)計(jì)和仿真，通過求解變截面基本方程和等熵關(guān)系式確定了噴管的設(shè)計(jì)原則；并證實(shí)了其在小尺度條件下產(chǎn)生超聲速流的可能性；同時(shí)分析了噴管厚度及來流總壓兩個(gè)參數(shù)對出口流速的影響，發(fā)現(xiàn)了其影響噴管流動(dòng)的一般規(guī)律。
　　針對側(cè)向噴流的實(shí)際情況，在合理假設(shè)下建立側(cè)向噴流干擾流場的數(shù)學(xué)模型；采用k-ε湍流模型求解三維N-S方程為基本控制方程組，并用AUSM-DV型MUSCL差分格式處理對流通量項(xiàng)，用LU-SSO

3、R隱式格式對時(shí)間項(xiàng)進(jìn)行離散。
　　首先在對不同出射角?條件下的干擾流場進(jìn)行數(shù)值仿真后發(fā)現(xiàn)：負(fù)出射角條件下，分離激波將向上游移動(dòng)，極大的提高噴流前高壓區(qū)的面積及壓力值，并產(chǎn)生馬赫盤，增大了噴流的正增益效果；但產(chǎn)生的再附壓縮波及弓形激波的強(qiáng)度也更強(qiáng)，使模型噴口附近的溫度場惡化。隨?角由負(fù)向正變化，放大因子逐漸減小，并最終轉(zhuǎn)向負(fù)增益效果，下游熱環(huán)境會有所改善。
　　其次通過改變噴流馬赫數(shù)及壓力比來研究噴流與球頭激波作用強(qiáng)度對干擾流

4、場的影響，研究表明：噴流與球頭脫體激波相互作用后，噴流自身的流動(dòng)受到很大的壓制；而較好的熱防護(hù)噴流強(qiáng)度是在噴流突破邊界層作用但不與球頭脫體激波相互作用時(shí)，此時(shí)的側(cè)噴工質(zhì)能夠?qū)ο掠文Ｐ捅诿嫫鸬浇禍胤罒岬男Ч?。通過調(diào)整噴口的位置來調(diào)整噴流與脫體激波及自由來流之間相互作用強(qiáng)度，再次驗(yàn)證了將噴口設(shè)置在尾部，可以有效避免下游低壓區(qū)的負(fù)增益效果。
　　最后還對多噴流串并聯(lián)結(jié)構(gòu)進(jìn)行了對比研究，發(fā)現(xiàn)相同靜推力條件下并聯(lián)組合方式具有更好的負(fù)增益控制