亚跨声速大攻角条件下细长体外形侧向喷流气动干扰研究

梁 伟，张 鑫，赵文龙，李 欣，段 旭

（上海机电工程研究所，上海 201109）

0 引 言

现代飞行器尤其是细长体飞行器对机动性、敏捷性都有较高要求，一方面要求飞行器具备较大的极限机动过载能力，另一方面要求飞行器对操纵指令具有更快的响应速度。针对这种快速大机动的机动能力要求，使用直接力发动机是一种较合理的解决方案。直接力发动机可以提供额外的控制力或控制力矩，增强飞行器的极限机动过载能力；并且直接力发动机建立稳定流动提供额定推力所需时间为毫秒级，系统响应速度快，可以有效实现飞行器快速响应要求。

侧向直接力发动机喷出的尾流会对飞行器周围空气流动产生干扰，从而影响飞行器表面压力分布。有喷流状态下作用于飞行器上的气动力与无喷流状态下的情况会有所不同，从而影响到侧向直接力发动机的操纵效果。因喷流干扰流动复杂，不同来流条件、不同飞行器外形、不同的喷管布置、不同喷管推力和燃气参数会产生不同的干扰情况，有时候喷流对气动力的干扰效果会部分甚至完全抵消喷管推力的效果，需要对具体的干扰情况进行仿真分析研究。

国内外众多学者已经对飞行器侧向喷流气动干扰特性开展了一系列研究，但现有针对侧向喷流对气动力干扰效应的研究工作大部分集中在超声速或高超声速来流条件下，对亚、跨声速段少有涉及。本文针对特殊需求下细长体外形在亚、跨声速条件下的侧向喷流气动干扰效应开展了研究，对大攻角下迎风、背风面喷管工作时不同的干扰特性及流动细节进行了研究对比和分析。

1 计算方法

使用空气代替燃气进行喷流干扰计算并不会显著影响计算结果。在喷流开启后，燃气流在几毫秒内就会建立稳定流动，对于实际应用来说，研究稳定下来的燃气流动具有较强的指导作用。

本文使用空气等效代替燃气进行计算，取压力比/和喷管动量比/=2/()为相似参数。其中：代表喷管出口出燃气的静压；代表自由来流静压；和分别代表燃气和空气在喷管出口处的动量流量；和分别代表燃气和空气的比热比；和分别代表喷出燃气和喷出空气的喷管各自的出口面积；和分别代表燃气和空气的出口马赫数。

俯仰运动会对弓形激波位置、分离涡位置、分离起始点、压力峰值及侧喷影响区等因素造成一定影响，从而使得喷流干扰效果产生一定变化，但变化量对喷流干扰因子的影响占比并不大，对固定攻角下的喷流干扰情况进行仿真计算能够反映干扰的基本规律。

本文采用隐式时间方法迭代求解三维可压雷诺平均N-S 方程，对流项采用基于求解近似Riemann解的Roe通量差分分裂格式，湍流模型使用S-A 一方程模型。

1.1 计算方法

使用文献［11］中的标准算例对计算方法进行验证，模型是回转体，生成的物面网格如图1所示。与文献中直接在喷管出口处的物面上给定喷流参数的做法不同，本文采用等直声速喷管，使侧向喷流在喷流出口截面的速度分布更接近真实情况，针对无喷流、喷流总压与来流静压的比值=50、70、97的情况进行计算验证。图2给出了模型上表面测压点处的压力分布对比（测压点选在通过喷口中心点的物面母线处），计算结果与文献中的测量数据一致，计算准确度良好。图2中C表示压力系数，表示模型表面的周向位置。

图1 表面网格Fig.1 Surface mesh

图2 通过喷口中心的母线位置表面压力分布对比Fig.2 Longitudinal pressure coefficient on cross line of symmetric plane and body surface

1.2 干扰因子

喷流干扰因子定义如式（1）和式（2）所示。喷流干扰因子的物理意义是侧向喷流引起的物面气动力干扰作用的影响对侧向喷流推力/力矩的放大倍数。干扰因子大于1表示喷流干扰的作用是增强喷流推力作用效果；小于1 表示喷流干扰的作用是减弱喷流推力作用效果；若干扰因子小于0 则表示反向的干扰作用超过了喷管推力的效果，侧向喷流产生了与预期相反的效果。

式中：K代表侧向喷流推力干扰因子；K代表侧向喷流力矩干扰因子；代表侧向喷流推力；Δ代表在侧向喷流的影响下，飞行器表面气动力的变化量；代表侧向喷流推力相对于飞行器质心的力矩；Δ代表在侧向喷流的影响下，飞行器表面气动力矩的变化量。

侧向喷流推力与燃烧室和喷管壁对燃气的冲量有关，如式（3）所示。

式中：为喷口反压项，使用自由来流静压代替喷管出口当地静压；代表燃气比热比；代表侧向喷流在喷管出口处的马赫数，代表喷管出口面积。

2 细长体外形在亚跨声速段的喷流干扰研究

针对细长体布局在亚跨声速段大攻角条件下喷流的气动干扰效应进行计算研究，计算外形为正常式布局的无翼面外形（翼-尾组合体），表面光滑无凸起物，长细比约为20，姿控直接力喷管位于前部。

2.1 计算所用网格

生成结构网格如图3所示，通过对远场和空间中的网格进行合理稀疏，控制网格总量，减少计算量，网格总量约为850万。

图3 细长体喷流干扰计算所用网格Fig.3 Mesh overview and surface mesh around jet nozzle

2.2 计算结果分析

喷管开启时，分别用法向力干扰因子和对质心的俯仰力矩干扰因子来表征喷流的气动干扰情况，如图4～5所示。

图4 背风面喷管开启时的干扰因子Fig.4 Amplification factor while downstream jet nozzle is working

图5 迎风面喷管开启时的干扰因子Fig.5 Amplification factor while upstream jet nozzle is working

背风面喷管开启时，干扰因子基本大于1，气动干扰效应对直接力的作用效果表现为增强作用。=0.6 时，喷流气动干扰效应随攻角的变化较为平缓。=1.1 时，随着攻角变化保持平缓，在＞25°时随攻角增大而较快增大到1.8 左右，并保持到=45°处才开始减小。

迎风面喷管开启时，干扰因子变化较为剧烈，法向力受到的削弱比俯仰力矩受到的削弱更严重：整体上小于1；随着攻角先增大后减小，在较大的攻角下喷管仍保持了一定的俯仰力矩作用。在中小攻角下，和的变化趋势相反：随攻角的增大先减小后增大，曲线呈“V”形；随攻角的增大先增大后减小，曲线呈“Λ”形。=0.6 时，在攻角大于30°后保持在0.5～0.6 之间；在=20°处达到最大值，然后随攻角增大而减小，并在攻角大于35°后保持在0.6～0.7 之间。=1.1 时，在=15°及＞35°处，减小到0 左右甚至小于0；在=15°左右时达到最大值，然后随攻角增大而减小，当攻角增大到在50°左右时降低到0附近。

=0.6、=20°和=40°状态下，背风面喷管开启时和迎风面喷管开启时，在对称面上的压力系数分布情况如图6～7 所示。可见，在该飞行状态下，当迎风面喷管开启时，受到来流的推挤作用，喷管下游紧邻喷管的物面上明显有一个低压区，下游有更低压力的低压区，整体的合力作用减小了物面的法向力，从而对侧向喷流的推力产生了削弱作用，不同的压力分布产生了一个抬头力矩，从而对侧向喷流的俯仰力矩产生了增强作用；随着攻角的增大，喷口下游紧邻喷口处的低压区减小，下游更低压力的低压区扩展，产生的抬头力矩减小，随着下游更低压力的低压区前缘超过飞行器质心并继续向前扩展，产生的抬头力矩逐渐变为低头力矩，整体合力减小，物面法向力的作用 更加显著。

图6 Ma=0.6、α=20°时对称面上的压力系数分布Fig.6 Cp distribution on symmetry plane at state Ma=0.6，α=20°

图7 Ma=0.6、α=40°时对称面上的压力系数分布Fig.7 Cp distribution on symmetry plane at state Ma=0.6，α=40°

3 结 论

本文针对细长体外形在亚跨声速来流条件和大攻角情况，分别对直接力喷流发动机在迎风面和背风面两种情况下的喷流气动干扰情况开展了研究，得到以下结论：

1）背风面喷流发动机工作时，喷流产生的气动干扰倾向于增强喷流产生的推力和俯仰力矩的作用。

2）迎风面喷流发动机工作时，干扰因子变化较为剧烈，喷管下游物面上的低压区和更低压力区在减小法向力的同时产生了抬头力矩，在中小攻角下反而可以产生对俯仰力矩的增大作用，导致和的变化趋势相反。随着攻角的增大，喷管下游的低压区面积减小，更低压力区面积扩大，整体上表现为：随着攻角的增大，侧向力喷流发动机的法向力效果快速减小；侧向力喷流发动机的俯仰力矩效果随着攻角先增大后减小，在较大攻角下侧向力喷流发动机仍然保持了一定的俯仰力矩效果。跨声速下的干扰作用比亚声速下更剧烈。