高超声速导弹等离子体合成射流控制数值研究

杨瑞， 罗振兵， 夏智勋， 王林， 周岩

国防科学技术大学 航天科学与工程学院， 长沙　410073



高超声速导弹等离子体合成射流控制数值研究

杨瑞， 罗振兵*， 夏智勋， 王林， 周岩

国防科学技术大学 航天科学与工程学院， 长沙410073

快响应控制技术已成为高超声速飞行器发展的关键技术之一，具有极快响应、零质量特性的等离子体合成射流(PSJ)已在超声速流动控制方面初步显示出优异的控制能力，极有潜力应用于高超声速飞行器的快响应控制。基于等离子体合成射流的快响应特性，提出了高超声速飞行器等离子体合成射流快响应控制技术，并通过建立简化的高超声速导弹流场控制模型，对等离子体合成射流控制高超声速导弹进行数值研究。首先，理论分析了高超声速导弹流场的典型结构特征，导弹流场中存在3个特征流场结构。在此基础上，在导弹3个特征位置前面安装等离子体合成射流激励器，研究等离子体合成射流对高超声速流场结构的控制作用，分析由此导致的导弹表面压力分布、升阻特性以及俯仰力矩特性变化。数值仿真结果表明：等离子体合成射流对高超声速导弹外流场中膨胀波和斜激波都具有控制作用，使得波的强度均变弱，且对斜激波的控制效果更为显著；导弹流场结构及气动特性变化具有很强的射流跟随性，射流作用下的导弹流场变化响应时间非常短，仅为0.2 ms；通过合理布置等离子合成射流激励器的位置，可以使得导弹表面压力分布快速改变，从而实现高超声速导弹姿态的快速控制。

等离子体合成射流； 高超声速导弹； 快响应； 流场控制； 姿态控制； 数值模拟

2004年11月16日，X-43A[1]无人飞机在30 km 的高空以9.8马赫数飞行了大约10 s，这是人类第1次真正意义上实现有动力的高超声速飞行，也被认为是继莱特兄弟以来航空史上最重大的突破。然而在2012年8月，美国进行X-51A第3次飞行试验[2]，超燃冲压发动机顺利点火，但仅仅工作16 s，由于控制翼故障，飞行器失去控制坠入太平洋。同样的事情也发生在HTV-2验证飞行器上，虽然第2次飞行试验加装了矢量控制喷管[3]，但飞行器最终还是失控。飞行控制问题已成为高超声速飞行器发展中一个亟需解决的关键问题[4-6]。

对于高超声速飞行器，传统的舵翼作动机构响应时间长(100～500 ms)，对于马赫数为5的飞行器，每时延1 ms，就会产生15 m的脱靶量[3]。同时随着高度增加，舵面的效率急剧下降[4]。采用气动力/直接力共同作用的复合控制技术几乎成为高超声速飞行器高机动飞行的必然选择。目前采用的直接力[7-9]产生方式主要有两种：一是采用推力矢量控制[10-11]，二是采用侧喷技术[12-15]的直接力控制。推力矢量控制技术可有效解决弹道初始段的快速转弯问题，但响应慢、精度较低[10]。侧喷控制技术通过侧向喷流与主流的相互作用，喷流可以有效地控制流场结构的改变[12-13]，从而影响物面附近的气动特性，侧喷控制反应时间短，一般为10 ms量级，在弹道末段攻击高空高速逃逸目标具有很大的优势，然而这种喷流需要携带额外气源，或者需要安装微小型发动机来产生高速喷流，增加了飞行器结构的复杂性，因此亟需发展结构简单、小型化、快响应的射流产生装置。

等离子体合成射流激励器作为一种新型的射流发生装置，具有零质量、快响应、结构简单等特点，其工作时通过电弧放电加热受限腔体内的气体，在短时间内使内部温度和压力极速升高，并经收缩出口喷出高速射流[16]，从触发放电到形成射流的时间极短(0.01 ms量级)。由于射流速度很高(可达到几百m/s)，对流场具有很强的控制能力[17-18]。Anderson和Knight[19]从理论上研究了等离子体合成射流在飞行控制方面的应用可行性。Grossman[20]、Samimy[21]和Narayanaswamy[22]等通过实验发现等离子体合成射流对高速流场具有很强的控制能力。国内也正在进行相关方面研究[23-24]。目前国内外研究主要是针对射流自身流场特性及其对超声速主流的作用特性，尚未见针对高超声速飞行器整体控制效果的研究报道。本文基于等离子体合成射流的快响应特点，开展高超声速导弹流场快响应控制数值研究，并初步探究其对高超声速导弹姿态控制的可行性。

1　等离子体合成射流模拟

等离子体合成射流激励器的放电过程是一个非常复杂的过程，包括流场、电磁场、热力场等多物理场，由于各物理场的时间跨度很大，控制方程具有高度的非线性，存在严重的刚度问题，直接模拟存在很大难度[23]。采用唯象模型，通过添加能量源项的办法，模拟放电过程，其仿真模型如图1所示，红色区域为能量源项添加区域。

图1　等离子体合成射流激励器仿真模型Fig.1　Simulation model of plasma synthetic jet actuator

[23]，取一次放电产生的能量为40 mJ，电能到气体热能的转换效率约10%，根据基本假设认为气体的加热在时间和空间上为均匀分布，可以得到能量注入区域的功率密度为

(1)

式中：η为气体加热效率；E=40 mJ为放电注入的能量；τ=8 μs为注入时间；V=12.66 mm3为加热区域体积，则功率密度为3.949×1010W/m3。对于实际过程，腔体内的气体被高压击穿形成等离子体，在焦耳加热的作用下，温度压力急剧升高，形成梯度很大的温度场和压力场，为了能较精准地模拟这一过程，时间步长取为2 ns，每个时间步长内迭代20步，并采用双精度的方法进行计算。

图2给出了在能量开始注入20 μs后，计算结果的密度云图与同一时间实验流场阴影图[23]的比较。仿真结果可以较为准确地模拟出包括前驱激波、反射波和射流锋面在内的主要的流场结构，仿真结果具有可靠性。

图3为一个饱和周期内典型时刻流场的压力分布云图，当t=8 μs时，即能量沉积过程刚刚结束，激励器出口已经有明显的射流产生，因此其响应时间大约为8 μs，这一时间与Narayanaswamy等[22]通过实验手段所测出的10 μs的射流建立时间相一致。同时这一结果进一步验证了模型的正确性。在t=140 μs时，射流对于外界流场影响明显减弱，之后几乎没有什么影响，直到饱和周期结束。前期的实验研究结果[16,19,21]也都表明在这一阶段主射流的作用减弱，激励器进入回填工作阶段，激励器对外部流场的影响很弱。

图2　激励器工作20 μs时实验与仿真的流场结构图Fig.2　Flow field structures of experiment and simulation model after actuator initiate 20 μs

图3　一个饱和周期内典型时刻流场压力云图Fig.3　Pressure contour of typical moments in a saturated period

根据射流对流场的影响以及课题组前期对等离子体合成射流工作特性的研究结果[23,25,26]，射流整个工作的饱和周期约为0.3 ms，在喷出阶段，射流对于流场的影响显著，并且有效射流的时间很短，大约为0.1 ms左右，在这一时间段内可以假设射流的质量流量为一定值，将激励器出口定义为质量流量边界。在回填阶段，激励器对外界流场的影响很小，可以不考虑激励器的作用，将回填阶段激励器的出口定义为物面边界条件。基于上述分析，将等离子体合成射流简化为脉冲射流，用于简化流场控制模型的数值仿真研究。

2　流场控制模型数值方法

2.1飞行器模型

高超声速飞行器从20世纪六七十年代发展到现在，在研的包括水平起降航天运载器、高超声速导弹、高超声速飞机和空天飞机等多种飞行器，飞行器的气动布局更是多种多样[27]，包括升力体、翼身融合体、乘波体和典型锥形体。从流场控制角度出发，综合考虑飞行器的气动外形和研究经验选用典型锥形体的高超声速导弹作为研究的对象，三维模型如图4所示，D为导弹中段的弹身直径。

为了验证等离子体合成射流对高超声速飞行器流场控制的可行性，简化计算，将上述三维模型简化为二维模型，利用平面问题进行求解。选取具有典型结构的飞行器模型，在高超声速来流情况下，头部尖端产生斜激波，中段前缘为膨胀波，中段后缘产生斜激波，尾裙后缘产生大膨胀波以及尾流，这样在整个导弹中，存在激波和膨胀波的前后缘，可以很好地研究不同射流位置对于激波和膨胀波的作用机理[28]。图 5给出了二维模型的波系结构，由于波系的存在，整个外流场被划分为5个区域，其中导弹的气动性能主要受区域②、③、④的流场参数影响，是流场控制的特征区域。

图4　高超声速导弹三维模型Fig.4　Three-dimensional model of hypersonic missile

图5　二维模型的波系结构Fig.5　Wave structures of two-dimensional model

2.2流场控制模型

根据等离子体合成射流流场控制特性，等离子体合成射流进行流场控制数值仿真时，可将等离子体合成射流等效为脉冲射流，激励器射流模型可简化为出口射流模型[25]。为了研究不同激励器布置位置对高超声速导弹的控制作用，建立如图 6所示的流场控制模型。整个流场区域上游边界取在离头部0.5D的位置；下游边界距离尾部21D，边界的上下缘分别距离中心轴线15D，与上游用抛物线连接，总体呈圆弧弹头状。激励器Jet1～Jet3分别布置在距离头部锥体、中部圆柱以及尾部尾裙三者后缘上游5 mm处，出口为1 mm，为了更加准确地模拟射流与主流的相互作用，出口处的网格适当加密。网格采用C型划分，总数为840 454。

图6　流场控制模型Fig.6　Control model of flow field

2.3数值方法

采用二维Navier-Stokes方程作为流场的求解方程。针对高超声速流场中存在多种湍流形式，包括尾流、射流与主流的混合流动、射流喷射流动等，湍流模型选择SSTk-ω模型。以10 km为研究高度，飞行器的攻角为0°，流场的入口设置为压力远场边界条件，出口为压力出口，来流马赫数为5，静压为26 494.88 Pa；导弹物面定义为无滑移绝热边界条件。

等离子体合成射流的饱和工作周期一般为0.3 ms[26]，因此设定吸气复原时间为0.2 ms。利用唯象模型模拟等离子体合成射流，射流喷出阶段出口质量流率为0.16 kg/s，压力为60 677 Pa，温度为1 923 K。采用隐式AUSM格式，时间步长取为1×10-6，计算得到的y+在0～4范围内，符合计算要求。

3　射流与高超声速主流干扰流场结构

为了得到流场稳定情况下的射流与主流的干扰流场结构，选取第六个周期作为研究射流与主流之间相互干扰的对象。图 7展示了3种激励器布置位置在第六周期内的特征时刻点射流与导弹外流场干扰的流场结构图(图中等值线单位为kPa)。其中图像中的红色实线为高超声速导弹的轮廓；黑色虚线是辅助线，用于判断导弹外流场波系结构的变化。

对于Jet1，t=1.50 ms时，上一周期正好工作完毕进入下一个周期，导弹外流场已基本恢复到无干扰状态。在t=1.55 ms时，由于射流与主流的相互作用产生弓形激波，此时对于流场的波系结构影响较小。随着时间的发展，射流与弓形激波不断向下发展，通过辅助线可以看出，在射流下游头部产生的斜激波波角增大；中部产生的膨胀波和尾裙前缘的斜激波，其波系也在辅助线附近波动，但改变并不明显。当射流停止工作，在高超声速主流的作用下流场恢复到原始状态。

对于Jet2，射流对于尾裙的斜激波具有非常明显的控制效果。当t=1.52 ms时，射流已经影响到斜激波。t=1.62 ms时，尾裙上的斜激波基本上与射流产生的弓形激波完全融合。从辅助线看出，射流对于其上流的波系结构并没有影响。Jet3位于导弹的尾部，以图7(c)中尾流处的辅助线为参考，射流对于整个流场的影响主要表现在尾流区域，但对死水区的改变并不明显。

总体上，在一个周期，即300 ms内，导弹流场经初始状态，启动射流后流场发生变化，关闭射流后流场可以恢复到原来的初始状况，表明射流对于导弹流场的控制具有一定的时效性，只有当射流的频率达到一定值后才能实现对流场的完全控制。通过比较3种不同射流布置位置对于导弹外流场的改变，射流对于膨胀波、斜激波均有影响，但从流场结构变化可以看出射流对斜激波的影响要远大于对膨胀波的影响。射流布置的位置与其影响范围有关，布置得越靠前，其影响的范围也越大。

4　导弹气动特性分析

4.1导弹表面压力分布

图8为3种激励器布置位置在第6周期内特征时刻点的导弹上表面压力分布，由于飞行器攻角为零，可以认为t=1.50 ms时，导弹上下表面的压力分布相同。通过比较特征时刻与t=1.50 ms 时导弹上表面的压力分布，即可以分析出导弹的受力情况。

图8　激励器工作时导弹上表面压力系数分布Fig.8　Upper surface pressure coefficient distribution when actuator initiate

对于Jet1，t=1.61 ms时，由于射流的作用，使得导弹中部的压力系数增加，此时尾裙处的压力系数仍在原先状态波动。这一结果与图 7(a)中观察到弹身中段的膨胀波的转角变小相印证，由于膨胀波减弱，波后的压力增加，同时说明，射流对于流场的影响需要一定的响应时间。但当t=1.72 ms时，射流已经影响到尾裙处，并使得上表面的压力系数相应减小，弹身中部的压力系数恢复到原先水平。射流从建立到影响导弹整个流场的时间大约0.2 ms，相比于传统激励器的0.1 s，射流具有更快的控制速度。之后在主流的作用下，整个弹身表面的压力系数又恢复到原先状态。

对于Jet2，射流布置在中段后半部分，更加靠近尾裙的斜激波，相比于Jet1具有更好的控制效果，使得整个尾裙段的压力系数减小得更加明显。在t=1.62 ms时，尾裙处的压力系数已经普遍降到一个较低的水平，射流的响应时间仅为0.1 ms。这与图7(b)得到的此时射流产生的弓形激波与斜激波完全融合的时刻相一致。同时从图7(b)中可以明显地看出射流使得斜激波的波角增大，波强度减弱，表现在压力上即使其压力系数减小，再次验证之前结论的正确性。

对于Jet3，射流对于导弹流场的影响主要局限在尾流区域，对导弹上表面的压力系数没有贡献。图8(c)中压力系数的变化仅发生在导弹的尾部，这是由于高压射流的原因。在高超声速主流的作用下，高压射流分布在尾部区域，使得这一区域的压力增加，压力系数随之上升。

从3种射流布置位置的压力系数分布图上可以非常明显地看出，射流只能影响到其下游导弹表面压力的分布，这与理论相符。射流对于膨胀波和斜激波的影响，都是使得波强度变弱，表现在波后压力上：在导弹中段，由于膨胀波减弱，压力升高；在尾裙段，由于斜激波减弱，压力减小。

4.2升阻力特性

图9为稳定流场情况下，3种不同射流布置位置对于导弹升阻力的影响。由图9(a)可知，3种射流布置位置对于导弹都有减阻的作用，其中Jet1和Jet2的减阻效果最好。在这里主要考查的是射流对于飞行器减阻的效果，在启动射流前认为导弹的阻力系数稳定在虚线处，通过比较射流作用下阻力系数的降低量可以得到每个射流的减阻效果。从高超声速飞行器阻力产生的主要途径分析，在高超声速来流情况下，阻力有80%左右来自于激波阻力。对于本文研究的高超声速导弹，产生激波的区域为区域②和区域④。3种射流都位于区域②的下游，能对阻力产生影响的主要是区域④。由于射流刚喷出时，对于流场的影响局限在高压射流附近，使得阻力先增大；当射流影响到后面的波系结构时，减弱区域④的斜激波，使得波后压力减小，从而减小阻力。由于Jet1和Jet2影响的区域大，减阻效果比较明显，Jet3位于导弹尾部，产生的减阻效果相对较弱。

图9　3种不同激励器布置位置6个周期内升阻力系数变化曲线Fig.9　Lift-drag coefficient curves of three different actuator arrangement positions within six cycles

对于升力系数，射流的影响与阻力系数恰恰相反。前期高压射流对弹身产生一个反作用力，致使导弹上表面压力大于下表面，使得升力系数减小，产生负升力。Jet1和Jet2由于可以影响到区域④产生，使得尾裙上表面压力大于下表面，可以产生正升力；Jet3仅可以产生负升力，在来流的作用下恢复到初始状态。

4.3俯仰力矩特性

表1给出了3种射流位置在第6周期内导弹模型俯仰力矩在特征时间的具体数值，模型质心为(219.387, 0) mm。

表13种激励器布置位置对应的导弹质心的俯仰力矩

Table 1Pitching moment to missile centroid of three different actuator arrangement positions

t/msPitchingmoment/(N·m)Jet1Jet2Jet31．506．206-0．7252-0．54521．5539．93-0．4634-24．801．6051．4913．57-32．371．6529．2219．31-17．511．7022．167．336-5．5061．7519．23-0．8021-1．876

由表1可知，Jet1和Jet2通过改变流场产生正的俯仰力矩，实现导弹低头；Jet3由于位于导弹尾部，对于流场的改变很小，主要是射流的反作用力，使得上表面压力增大，产生负的俯仰力矩，从而实现导弹抬头。以Jet1在1.60 ms时产生俯仰力矩为例，相当于在导弹尾部安装面积为4×1 000 mm2的气动舵发生10°攻角，且在不考虑舵效损失的情况下所产生的俯仰力矩，而射流出口的直径仅为1 mm，且不需要任何作动机构，射流控制响应时间仅为0.2 ms。因此，通过等离子体合成射流控制流场从而实现飞行器姿态的控制具有很高的效率和极快的响应速度。

综合分析，通过合理布置等离子体合成射流激励器位置和控制不同激励器的工作，可以实现对于高超声速导弹外流场结构的快速改变，进而影响导弹表面的压力分布以及升阻特性，从而实现对于导弹本身的姿态控制。

5　结　论

1) 射流对于膨胀波和斜激波都有控制作用，并使二者强度变弱。表现在波后参数上，使得膨胀波波后参数值变大，而斜激波波后参数值变小。同时射流对于斜激波的控制效果要优于膨胀波。从流场结构以及导弹表面压力分布上均可看出，射流只能影响到其下游的流场结构及流场参数，对于上游没有影响。

2) 射流对于导弹外流场的控制响应非常迅速，安装在导弹头锥的Jet1，只需要0.2 ms即可以影响到导弹尾裙处的流场结构，改变导弹的表面压力分布；同时导弹外流场变化具有很强的射流跟随性，射流喷出阶段结束后，流场会在高超声速主流的作用下很快回复到原状态。

3) 射流控制可以对高超声速导弹起到减阻的效果，不同位置的射流控制对导弹质心的力矩不同，通过合理布置等离子体合成激励器的位置和控制不同激励器的工作，可以实现飞行器如导弹的姿态控制，且具有高效和快响应的特点。

致谢

感谢夏刚副教授、李洁副教授在数值模拟方法方面的指导，以及邓雄博士在数据处理方面的指导。

参考文献

[1]MARSHALL L A, BAHM C, CORPENING G P, et al. Overview with results and lessons learned of the X-43A Mach 10 flight: AIAA-2005-3336[R]. Reston: AIAA, 2005.

[2]野舟. 美国X-51A飞行器第三次飞行试验失败[J]. 飞航导弹, 2012(8): 87.

YE Z. US X-51A aircraft third flight test failure[J]. Cruise Missile, 2012(8): 87 (in Chinese).

[3]STAFF W. US military loses contact with hypersonic aircraft[EB/OL]. (2011-08-12)[2015-10-17]. http://www.bbc.com/news/world-us-canada-14497641.

[4]赵彪. 高超声速飞行器技术发展研究[D]. 哈尔滨： 哈尔滨工业大学, 2010: 14-29.

ZHAO B. Research on the development of hypersonic vehicle technology[D]. Harbin: Harbin Institute of Technology University, 2010: 14-29 (in Chinese).

[5]马丽, 杨建军, 张维刚. 高超声速飞行器发展综述[J].飞航导弹, 2012(6): 22-27.

MA L, YANG J J, ZHANG W G. Overview of hypersonic vehicle development[J]. Cruise Missile, 2012(6): 22-27 (in Chinese).

[6]朱云骥, 史忠科. 高超声速飞行器飞行特性和控制的若干问题[J]. 飞行力学, 2005, 23(3): 5-8.

ZHU Y J, SHI Z K. Several problems of flight characteristics and flight control for hypersonic vehicles[J]. Flight Dynamic, 2005, 23(3): 5-8 (in Chinese).

[7]程凤舟, 万自明, 陈士橹, 等. 防空导弹直接力与气动力复合控制系统设计[J]. 飞行力学, 2003, 21(2): 49-52.

CHENG F Z, WAN Z M, CHEN S L, et al. Side jet and aerodynamics compound control system design of air defense missiles[J]. Flight Dynamics, 2003, 21(2): 49-52 (in Chinese).

[8]徐明亮, 刘鲁华, 汤国建, 等. 直接力/气动力复合作用动能拦截弹姿态控制方法[J]. 国防科技大学学报, 2010, 32(4): 30-36.

XU M L, LIU L H, TANG G J, et al. Research on attitude control of kinetic energy interceptor under blended operation of lateral thrust and aerodynamic force[J]. Journal of National University of Defense Technology, 2010, 32(4): 30-36 (in Chinese).

[9]马克茂, 赵辉, 张德成. 导弹直接侧向力与气动力复合控制设计与实现[J]. 宇航学报, 2011, 32(2): 310-316.

MA K M, ZHAO H, ZHANG D C. Control design and implementation for missiles with blended lateral jets and aerodynamic control systems[J]. Journal of Astronautics, 2011, 32(2): 310-316 (in Chinese).

[10]陶增元, 李军, 程邦勤. 飞机推进系统关键技术——推力矢量技术[J]. 空军工程大学学报: 自然科学版, 2000, 1(2): 86-90.

TAO Z Y, LI J, CHENG B Q. Thrust vector technique, the vital technology of aircraft propulsion system[J]. Journal of Air Force Engineering University: Natural Science Edition, 2000, 1(2): 86-90 (in Chinese).

[11]王永寿. 导弹的推力矢量控制技术[J]. 飞航导弹, 2005(1): 54-60.

WANG Y S. Missile thrust vector control technology[J]. Cruise Missile, 2005(1): 54-60 (in Chinese).

[12]赵桂林, 彭辉, 胡亮, 等. 超音速流动中侧向喷流干扰特性的实验研究[J]. 力学学报, 2004, 36(5): 577-582.

ZHAO G L, PENG H, HU L, et al. Experimental investigation of lateral jet interactions in supersonic flows[J]. Acta Mechanica Sinica, 2004, 36(5): 577-582 (in Chinese).

[13]蔡晋生, 刘秋洪. 超声速流场中侧向射流的数值研究[J]. 空气动力学学报, 2010, 28(5): 553-558.

CAI J S, LIU Q H. Numerical investigation of lateral jets in supersonic cross-flows[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2010, 28(5): 553-558 (in Chinese).

[14]谷云庆, 赵刚, 郑金兴， 等. 射流表面主流场速度与射流速度耦合减阻特性[J]. 中南大学学报： 自然科学版, 2012, 43(12): 4713-4721.

GU Y Q, ZHAO G, ZHENG J X, et al. Characteristics of drag reduction on coupling of jet surface main flow field velocity and j et velocity[J]. Journal of Central South University： Science and Technology, 2012, 43(12): 4713-4721 (in Chinese).

[15]陈芳芳. 高超声速飞行器侧向喷流数值研究[D]. 哈尔滨: 哈尔滨工业大学, 2012： 20-47.

CHEN F F. Numerical investigations of a transverse jet interaction with supersonic free stream[D]. Harbin: Harbin Institute of Technology University, 2012: 20-47 (in Chinese).

[16]刘朋冲, 李军, 贾敏, 等. 等离子体合成射流激励器的流场特性分析[J]. 空军工程大学学报： 自然科学版, 2011, 12(6): 22-25.

LIU P C, LI J, JIA M, et al. Investigation on flow filed of the plasma synthetic jet device[J]. Journal of Air Force Engineering University： Natural Science Edition, 2011, 12(6): 22-25 (in Chinese).

[17]吴云, 李应红. 等离子体流动控制研究进展与展望[J]. 航空学报, 2015, 36(2): 381-405.

WU Y, LI Y H. Progress and outlook of plasma flow control[J]. Acta Aeronautica et Astonautica, 2015, 36(2): 381-405 (in Chinese).

[18]罗振兵, 夏智勋, 王林, 等. 新概念等离子体高能合成射流快响应直接力技术[C]//中国力学大会——2013论文摘要集. 北京： 中国力学学会， 2013.

LUO Z B, XIA Z X, WANG L, et al. The new concept of high-energy plasma synthetic jet technology and fast response direct force[C]// The Chinese Congress of Theoretical and Applied Mechanics (CCTAM2013) Institute. Beijing： The Chinese Society of Theoretical and Applied Mechanics， 2013 (in Chinese).

[19]ANDERSON K V, KNIGHT D D. Plasma jet for flight control[J]. AIAA Journal, 2012, 50(9): 1855-1872.

[20]GROSSMAN K. Characterization of SparkJet actuators for flow control: AIAA-2004-0089[R]. Reston： AIAA, 2004.

[21]SAMIMY M, ADAMOVICH L, WEBB B, et al. Development and characterization of plasma actuators for high-speed jet control[J]. Experiment in Fluids, 2004, 37(4): 577-588.

[22]NARAYANASWAMY V, RAJAL L, CLEMENS N T. Characterization of a high-frequency pulsed-plasma jet actuator for supersonic flow control[J]. AIAA Journal, 2010, 48(2): 297-305.

[23]王林. 等离子体高能合成射流及其超声速流动控制机理研究[D]. 长沙: 国防科学技术大学, 2014: 15-56.

WANG L. Principle of plasma high-energy synthetic jet and supersonic flow control[D]. Changsha: National University of Defense Technology, 2014： 15-56 (in Chinese).

[24]JIN D, WEI C, LI Y, et al. Characteristics of pulsed plasma synthetic jet and its control effect on supersonic flow[J]. Chinese Journal of Aeronautics, 2015, 28(1): 66-76.

[25]WANG L, XIA Z X, LUO Z B, et al. Effect of pressure on the performance of plasma synthetic jet actuator[J]. Science China Physics, Mechanics & Astronomy, 2014, 57(12): 2309-2315.

[26]王林, 夏智勋, 刘冰, 等. 等离子体合成射流流场特性及参数影响规律数值研究[C]// 中国力学大会——2013论文摘要集. 北京： 中国力学学会， 2013.

WANG L, XIA Z X, LIU B, et al. Three-dimension numerical simulation on the flow characteristics of plasma synthetic jet [C]// The Chinese Congress of Theoretical and Applied Mechanics (CCTAM2013) Institute. Beijing： The Chinese Society of Theoretical and Applied Mechanics， 2013 (in Chinese).

[27]解发瑜, 李刚, 徐忠昌. 高超声速飞行器概念及发展动态[J]. 飞航导弹, 2004(5): 27-31.

XIE F Y, LI G, XU Z C. Hypersonic vehicle concepts and developments[J]. Cruise Missile, 2004(5): 27-31 (in Chinese).

[28]瞿章华. 高超声速空气动力学[M]. 长沙： 国防科技大学出版社, 1999： 25-45.

QU Z H. Hypersonic aerodynamics[M]. Changsha： National University of Defense Technology Press, 1999： 25-45 (in Chinese).

杨瑞男， 硕士研究生。主要研究方向： 流动控制技术。

E-mail: hyper_shan@163.com

罗振兵男， 博士， 教授， 博士生导师。主要研究方向： 流动控制技术、 组合推进技术、 临近空间飞行器技术。

Tel.: 0731-84573099

E-mail: luozhenbing@163.com

Numerical study of plasma synthetic jet control on hypersonic missile

YANG Rui, LUO Zhenbing*, XIA Zhixun, WANG Lin, ZHOU Yan

College of Aerospace Science and Engineering, National University of Defense and Technology,Changsha410073, China

Fast response control technology has become one of the key technologies for hypersonic vehicle development. Plasma synthetic jet (PSJ), which is with fast response and synthetic characteristics, has initially shows excellent potential in terms of hypersonic flow control. A fast response hyper-vehicle control technology based on PSJ is proposed based on PSJ’s fast response property and a simplified missile flow field control model for numerical study is established. Theoretical analysis of the typical structure of hypersonic missile flow shows that there are three characteristic flow structures. The PSJ actuators is arranged to these three characteristic positions and the effect on flow structure is observed, which results in the changes of the missile surface pressure distribution, as well as the characteristics of the lift, drag and pitching moments. Numerical simulation results indicate that the jet could have a significant influence on hypersonic flows. It makes the intensity of expansion wave and shock wave weaker, and has more significant effect on shock wave. The change of the flow structure and aerodynamic characteristics has a strong jet following character. That is to say, the flow change response time is very short, which is on the order of 0.2 ms. With rational layout of the actuators’ position, quick change in the surface pressure distribution can be achieved for a missile, and thus modulating the missile’s attitude can be realized.

plasma synthetic jet; hypersonic missile; fast response; flow control; attitude control; numerical simulation

2015-10-29； Revised： 2015-12-06； Accepted： 2016-01-22； Published online： 2016-01-3112：57

s： National Natural Science Foundation of China (11002161,11372349); Foundation for the Author of National Excellent Doctor Dissertation of China (201058); Aeronautical Science Foundation of China (20121288002); Foundation for the Excellent Youth of NUDT (2013-CT-01)

. Tel.： 0731-84573099E-mail: luozhenbing@163.com

2015-10-29； 退修日期： 2015-12-06； 录用日期： 2016-01-22；

时间： 2016-01-3112：57

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160131.1257.006.html

国家自然科学基金 (11002161, 11372349)； 全国优秀博士学位论文作者专项资金 (201058)； 航空科学基金 (20121288002)； 国防科技大学杰出青年基金 (2013-CT-01)

.Tel.： 0731-84573099E-mail: luozhenbing@163.com

10.7527/S1000-6893.2016.0028

V201； O358

A

1000-6893(2016)06-1722-11

引用格式： 杨瑞， 罗振兵， 夏智勋， 等． 高超声速导弹等离子体合成射流控制数值研究[J]． 航空学报, 2016, 37(6): 1722-1732. YANG R, LUO Z B, XIA Z X, et al. Numerical study of plasma synthetic jet control on hypersonic missile[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(6): 1722-1732.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160131.1257.006.html