侧向喷流非定常干扰效应研究*

任淑杰，陈刚，刘永利，张庆兵

(北京电子工程总体研究所，北京 100854)

侧向喷流非定常干扰效应研究*

任淑杰，陈刚，刘永利，张庆兵

(北京电子工程总体研究所，北京 100854)

通过多状态对比分析，给出了适用于此侧向喷流问题的非定常数值计算方法，并进行了侧向喷流开启和关闭后非定常流场建立和消退过程的研究。结果表明：喷流启动后，在1.5 ms时，喷流强度和高度达到最大，但此时激波不稳定，进行不稳定摆动，至5 ms时，喷流干扰流场完全建立并达到稳定状态。喷流关闭后，喷流前方弓形激波的强度和高度迅速减小，喷流影响区也迅速减小，由于气流粘性产生的延迟效应，至10 ms时，喷流干扰影响基本消退。

侧向喷流；非定常；双时间步方法；喷流开启；喷流关闭；压力分布

0 引言

在高空和低速情况下，来流动压小，飞行器舵面控制布局受到严重的挑战，舵面控制能力不足；在有特殊快速机动要求时，舵面控制响应慢，无法满足高机动性能的控制需求。而侧向喷流控制技术可直接提供反作用力，用于飞行器的姿态与轨道控制，响应时间短，不受来流动压的影响。当舵面控制无法满足控制需求时，侧向喷流控制技术可以补充或替代舵面控制[1-3]。

侧向喷流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动态过程[4]。非定常性是侧喷干扰流场的重要特征，主要体现在干扰流场建立和消退过程的非定常特性以及分离流动导致的流场结构的非定常特性，并且对喷流直接力作用效应、飞行器瞬态气动特性、飞行稳定性等会产生直接的影响[5-6]。然而，工程应用中对侧向喷流非定常效应的认识还不够深入，如何考虑喷流气动干扰力的非定常效应仍没有解决。

本文重点关注喷流干扰流场建立和消退过程的非定常特性，采用数值模拟技术对侧向喷流非定常干扰效应进行研究，为喷流干扰的机理分析、预测喷流实际控制力和力矩及喷流干扰影响提供支撑，为总体及控制设计提供参考。

1 数值计算参数影响分析

1.1 非定常数值计算方法

本文采用有限体积法求解三维可压缩雷诺平均Navier-Stokes方程，无粘项采用二阶精度TVD格式进行离散并使用Minmod限制器，粘性项采用二阶中心差分格式进行离散，时间推进选用点隐式方法。

侧向喷流非定常干扰流动的计算，必须使用时间和空间均为二阶以上精度的计算方法。本文采用双时间步方法[7-8]来满足时间二阶精度计算要求。双时间步方法引入了2个可调整参数，即物理时间步长和内迭代收敛判据。

采用湍流模式理论来模拟湍流现象，是现阶段解决侧向喷流非定常干扰流动问题的主要手段，本文采用Spalart-Allmaras，k-epsilon，k-omega SST湍流模型，分别研究了3个湍流模型对计算结果的影响。计算模型采用文献[1]中的锥柱裙外形，喷口位于柱段位置的0°子午线上，喷口喷射方向为垂直柱段周向向外。采用分块对接网格技术，建立模型高质量的贴体计算网格，喷口处网格采用“O”型网格处理方式，喷口喷射方向网格分布密集，以精确模拟喷流干扰流动。图1给出了所建立的喷口附近网格分布。

在非定常计算中，来流马赫数为7，喷管贮室总压随时间的变化曲线如图2所示，贮室总温为293.15 K，数值模拟喷流开启与关闭后喷流干扰流场的建立与消退过程。

图1 喷口附近网格分布Fig.1 Grid distribution of jet nozzle

图2 喷管贮室总压随时间变化曲线Fig.2 Curves of total pressure of nozzle chamber with time

1.2 计算参数影响分析

本节选用不同的物理时间步长(Δt为1e-6 s，2e-6 s，5e-6 s)、内迭代收敛判据(Tol分别为0.10，0.05，0.01)、湍流模型(Spalart-Allmaras，k-epsilon，k-omega SST)计算了高超声速条件下非定常喷流流场建立过程，图3～5给出了0°子午线压力分布。可以看出，喷流流场建立的不同时刻，不同物理时间步长对非定常流场的建立过程有一定影响，在喷流流场完全建立后(如图3b)物理时间步长的影响可以忽略，故后续计算时均选用Δt=1e-6 s；不同内迭代收敛判据的计算结果保持了很高的一致性，从而认为Tol=0.1即可满足计算要求；不同湍流模型对非定常流场的建立过程有一定影响，在喷流流场完全建立后(如图5b))湍流模型的影响可以忽略，且SA与k-omega SST的计算结果保持了很高的一致性，故后续计算时均选用SA湍流模型[9]。图6给出了计算和试验压力分布曲线对比，可以看出本文计算方法和计算参数基本可行。

图3 不同时间步长条件下压力分布曲线Fig.3 Pressure distribution curve under different time steps

图4 不同内迭代收敛判据条件下压力分布曲线Fig.4 Pressure distribution curve under different inner iteration convergence criteria

2 非定常喷流干扰特性

2.1 喷流启动后干扰流场发展历程

图7给出了喷流开启后不同时刻壁面及对称面压力云图，图8～9给出了喷流开启后物面压力分布曲线。0.1 ms时，喷流作用尚局限在喷口附近，在喷口前方有一道微弱的弓形激波，激波高度比较低；0.3 ms时，喷流前方弓形激波的高度和强度有了明显的增强，喷流影响区域扩大，喷口前压力增大，喷口后压力降低；0.5 ms时，弓形激波的高度和强度继续加大，分离激波的影响范围有明显增加，喷流干扰影响已达到下表面，形成了微弱的包裹效应；1.0 ms时，喷口前压力达到峰值；1.5 ms时，喷口前影响区域达到最大，之后，随着时间累积，喷口前影响区域基本不变，喷口前压力分布也基本不变；1.5 ms时，喷流强度和高度达到最大，但此时激波不稳定；在1.5～3.5 ms这一范围，弓形激波进行不稳定摆动；随后喷流流场逐渐趋于稳定，至5 ms时，喷流流场完全稳定[10]。

图5 不同湍流模型条件下压力分布曲线Fig.5 Pressure distribution curve under different turbulence models

图6 计算和试验压力分布曲线对比Fig.6 Comparison of calculated and experimental pressure distribution curve

图8 喷口前区域压力分布(喷流开启)Fig.8 Pressure distribution in front of nozzle (jet on)

图9 喷口后区域压力分布(喷流开启)Fig.9 Pressure distribution inrear end of nozzle (jet on)

图10 壁面及对称面压力云图(喷流关闭)Fig.10 Pressure cloud charts of wall and symmetry surface (jet off)

2.2 喷流关闭后干扰流场发展历程

图10给出了喷流关闭后不同时刻壁面及对称面压力云图，图11～12给出了喷流关闭后物面压力分布曲线。可以看到，喷流关闭后，喷流前方弓形激波的强度和高度迅速减小，喷口前后区域的压力迅速减小，喷流影响区也迅速减小，至10 ms时，喷流干扰影响消退，喷口前后表面压力分布特性与无喷时表面压力分布特性基本一致。由于气流粘性的影响，造成喷流干扰流场在发动机关闭后较长时间才能恢复到稳态，存在延迟效应[11-15]。

2.3 飞行参数对喷流干扰非定常特性的影响

图13给出了喷流开启后不同时刻各个马赫数条件下0°子午线压力分布变化情况。可以看出，随着马赫数升高，喷口前后区域压力均有所提高，且喷口前区域取得压力峰值的位置基本不变，喷口后压力分布变化规律也基本一致。

图14给出了喷流开启后不同时刻各个攻角条件下喷口前区域、喷口后区域压力分布变化情况。正攻角时，喷口处于背风面。可以看出，随着攻角增大，喷口前区域压力均有所降低，且取得压力峰值的位置向远离喷口位置的前向移动；随着攻角增大，喷口后区域压力也有所降低。

图15给出了不同马赫数条件下推力作用点相对质心的相对偏移量随时间变化曲线。可以看出，不同马赫数条件下，推力作用点相对质心的相对偏移量随时间变化规律基本一致。喷流开启后，在0～1.5 ms或0～2.0 ms时，推力作用点相对质心向前偏移，其中在1～1.2 ms向前偏移量最大，之后推力作用点相对质心向后偏移并逐渐趋于稳定；马赫数越高，推力作用点相对质心越向后偏移；喷流关闭0～10 ms内，喷流干扰的影响仍然存在，且喷流进行不稳定摆动，造成推力作用点相对质心也进行不规则偏移，之后偏移量逐渐趋于稳定。

图11 喷口前区域压力分布(喷流关闭)Fig.11 Pressure distribution in front of nozzle (jet off)

图12 喷口后区域压力分布(喷流关闭)Fig.12 Pressure distribution in rear end of nozzle (jet off)

图13 不同马赫数条件下压力分布曲线Fig.13 Pressure distribution under different mach numbers

图14 不同攻角条件下压力分布曲线Fig.14 Pressure distribution under different angles

图15 不同马赫数条件下推力作用点相对质心的相对偏移量随时间变化曲线Fig.15 Position offset of point of thrust under different mach numbers

图16给出了不同攻角条件下推力作用点相对质心的相对偏移量随时间变化曲线。可以看出，来流攻角≥0°时，喷流开启后，在0～1.5 ms或0～2.0 ms时，推力作用点相对质心向前偏移，其中在1～1.2 ms向前偏移量最大，之后推力作用点相对质心向后偏移并逐渐趋于稳定；攻角<0°时，喷流开启后，推力作用点相对质心持续向前偏移并趋于稳定，至1 ms附近向前偏移量最大；喷流关闭0～10 ms内，喷流干扰的影响仍然存在，且喷流进行不稳定摆动，造成推力作用点相对质心也进行不规则偏移，至13 ms左右，推力作用点相对质心偏移量逐渐趋于稳定。

3 结束语

本文采用数值模拟技术对侧向喷流非定常干扰效应进行研究，为总体及控制设计提供参考。主要研究结论如下：

(1) 通过多状态对比分析，给出了适用于此侧向喷流问题的非定常数值计算方法，给出了合理的内迭代收敛判据、物理时间步长等。

(2) 喷流启动后，在1.5 ms时，喷流强度和高度达到最大，但此时激波不稳定，进行不稳定摆动；至5 ms时，喷流干扰流场完全建立并达到稳定状态

图16 不同攻角条件下推力作用点相对质心的相对偏移量随时间变化曲线Fig.16 Position offset of point of thrust under different angles

。

(3) 喷流关闭后，喷流前方弓形激波的强度和高度迅速减小，喷流影响区也迅速减小，至10 ms时，喷流干扰影响基本消退。

(4) 喷流关闭后，存在气流粘性产生的延迟效应，造成喷流干扰流场在发动机关闭后较长时间才能恢复到稳态。

(5) 飞行参数对喷流干扰影响区及压力分布等均有明显影响。

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Numerical Investigation of Unsteady Lateral Jet Interaction

REN Shu-jie，CHEN Gang，LIU Yong-li，ZHANG Qing-bing

(Beijing Institute of Electronic System Engineering，Beijing 100854，China)

A numerical simulation method is used for the investigation of unsteady lateral jet interaction. Through many comparisons of the wall pressure distribution，the numerical simulation method suitable for this case is established，which is used to obtain the transient jet interaction flowfield when the jet is on or off. The results show that：①if the jet is on, after 1.5 ms，the intensity and height of jet reaches its peak，but the shock wave is unstable, and the jet interaction flowfield achieves the finally state in 5 ms; ②if the jet is off，the intensity and height of the shock wave and the influence area of jet descend quickly. Due to the delayed effect of air viscosity, in 10 ms time, the influence of jet interference is faded away.

lateral jet；unsteady；dual-time stepping method；jet on；jet off；pressure distribution

2016-09-05；

2016-12-20

有

任淑杰(1985-)，女，河北衡水人。工程师，硕士，研究方向为计算流体力学。

通信地址：100854 北京市142信箱30分箱 E-mail：zgjdrsj@126.com

10.3969/j.issn.1009-086x.2017.03.028

U475.4；V233.7

A

1009-086X(2017)-03-0179-07