梁 杰，閻 超，李志輝，李緒國(guó)

（1．北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191；2．中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，四川 綿陽(yáng) 621000）

0 引 言

飛行器在飛行過(guò)程中因機(jī)動(dòng)需要快速改變飛行姿態(tài)或軌道，通常采用反作用控制系統(tǒng)（RCS）來(lái)實(shí)現(xiàn)，分布在飛行器表面不同位置的RCS發(fā)動(dòng)機(jī)提供的推力完成俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)等姿態(tài)變化以及軌道的轉(zhuǎn)移［1］。RCS發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)產(chǎn)生的噴流氣體與周?chē)鷼饬靼l(fā)生相互作用，對(duì)推力和飛行器的壓心位置會(huì)產(chǎn)生附加影響，并改變飛行器表面的熱環(huán)境。在連續(xù)流區(qū)域，經(jīng)過(guò)幾十年持續(xù)的風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值模擬研究［2－4］，對(duì)不同類(lèi)型的噴流干擾及流動(dòng)機(jī)理有了非常細(xì)致的了解。但在稀薄大氣環(huán)境下，尤其是飛行器處于稀薄過(guò)渡流域時(shí)，由于連續(xù)介質(zhì)假設(shè)失效，飛行器表面出現(xiàn)了滑移效應(yīng)，噴流與前方邊界層（粘性層）相互作用引起的流動(dòng)分離和流場(chǎng)結(jié)構(gòu)均出現(xiàn)了不同程度的變化。無(wú)論是地面風(fēng)洞試驗(yàn)所用的相似準(zhǔn)則，還是數(shù)值求解連續(xù)介質(zhì)假設(shè)下的NS方程，都已無(wú)法滿足精確模擬稀薄過(guò)渡流區(qū)橫向噴流干擾特征的要求。另外，在高空稀薄氣流中噴流會(huì)形成羽流，它所涉及的問(wèn)題還包括對(duì)周?chē)h(huán)境的污染［5］，影響目標(biāo)的識(shí)別。在文獻(xiàn)［6］中，我們?cè)敿?xì)研究了三維平板模型在不同的噴流壓力比環(huán)境下音速?lài)娏髋c稀薄大氣干擾的流動(dòng)規(guī)律，計(jì)算得到的干擾流場(chǎng)結(jié)構(gòu)、流動(dòng)分離特征和分離長(zhǎng)度與低密度風(fēng)洞輝光放電和油流測(cè)量結(jié)果有較好的一致性，確認(rèn)了建立的直接模擬Monte Carlo（DSMC）算法的可靠性和計(jì)算精度。由于旋成體外形的飛行姿態(tài)不同，可能存在攻角，也可能還存在側(cè)滑角，飛行器外流場(chǎng)的復(fù)雜性導(dǎo)致旋成體上橫向噴流干擾流場(chǎng)較平板的噴流干擾要復(fù)雜得多。更為重要的差別在繞旋成體流動(dòng)的分離邊界，很可能從上表面繞到下表面，產(chǎn)生所謂的包裹效應(yīng)［4］。這些復(fù)雜的橫向噴流流動(dòng)現(xiàn)象難以進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)M，都需要依靠數(shù)值模擬開(kāi)展細(xì)致的研究分析。本文在對(duì)平板模型噴流干擾研究的基礎(chǔ)上，重點(diǎn)開(kāi)展了細(xì)長(zhǎng)鈍雙錐外形高超聲速稀薄來(lái)流與超聲速／高超聲速橫向噴流干擾效應(yīng)的研究，計(jì)算分析了不同高度、不同速度、不同攻角、不同噴流推力下復(fù)雜流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和對(duì)氣動(dòng)力特性的影響規(guī)律?？疾炝薘CS噴管出口參數(shù)不同（均勻／非均勻）對(duì)噴口附近分離渦和分離長(zhǎng)度的影響。計(jì)算中采用了研究建立的兩級(jí)直角網(wǎng)格及碰撞和取樣網(wǎng)格自適應(yīng)算法［7］，以及MPI并行環(huán)境下的基于靜態(tài)隨機(jī)負(fù)載平衡技術(shù)的DSMC并行算法。

1 DSMC數(shù)值方法

1．1 DSMC方法

DSMC方法［8］是用若干個(gè)模擬分子代替真實(shí)氣體的分子，并在計(jì)算機(jī)上存貯模擬分子的位置坐標(biāo)、速度分量以及內(nèi)能，這些量隨模擬分子的運(yùn)動(dòng)、與邊界的碰撞以及分子之間的碰撞而改變，最后通過(guò)統(tǒng)計(jì)網(wǎng)格內(nèi)模擬分子的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)實(shí)現(xiàn)對(duì)真實(shí)氣體流動(dòng)問(wèn)題的模擬。該方法的關(guān)鍵是在時(shí)間步長(zhǎng)Δt內(nèi)將分子的運(yùn)動(dòng)與碰撞解耦。在Δt時(shí)間內(nèi)讓所有分子運(yùn)動(dòng)一定的距離并考慮在邊界的反射，然后計(jì)算此Δt內(nèi)具有代表性的分子間的碰撞。

1．2 計(jì)算網(wǎng)格及網(wǎng)格自適應(yīng)方法

在DSMC方法中，流場(chǎng)中的網(wǎng)格是用來(lái)選取可能的碰撞分子對(duì)以及對(duì)宏觀流動(dòng)參數(shù)取樣。流場(chǎng)采用均勻的直角坐標(biāo)網(wǎng)格，追蹤分子的效率非常高，計(jì)算區(qū)域內(nèi)的模擬分子可以直接根據(jù)分子的位置坐標(biāo)來(lái)確定分子所屬的網(wǎng)格，而不必跟蹤分子從一個(gè)網(wǎng)格運(yùn)動(dòng)到另一個(gè)網(wǎng)格［7］。其缺點(diǎn)是無(wú)法精確地描述物面邊界。本文結(jié)合直角網(wǎng)格計(jì)算的高效率以及表面非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格對(duì)飛行器幾何外形的精細(xì)描述，建立了混合網(wǎng)格結(jié)構(gòu)的DSMC數(shù)值模擬方法。在描述物面幾何形狀的非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格建立以后，直接將其嵌入到直角網(wǎng)格的流場(chǎng)中，使DSMC計(jì)算對(duì)流場(chǎng)網(wǎng)格的依賴(lài)程度大大降低。同時(shí)通過(guò)判斷分子運(yùn)動(dòng)軌跡方程和物面三角形面元上任一點(diǎn)的位置方程，唯一確定出分子與物面的碰撞點(diǎn)坐標(biāo)，解決了這種混合網(wǎng)格流場(chǎng)分子運(yùn)動(dòng)與物面碰撞的難題。對(duì)分子在物體三角形面元上碰撞、反射前后的流場(chǎng)參數(shù)進(jìn)行統(tǒng)計(jì)取樣就可以獲得飛行器的整體氣動(dòng)力特性以及表面力、熱載荷分布。

稀薄過(guò)渡流區(qū)的噴流干擾流場(chǎng)結(jié)構(gòu)非常復(fù)雜，流場(chǎng)中的氣體密度、壓力有幾個(gè)量級(jí)的變化。噴流核心區(qū)和激波干擾區(qū)的密度非常高，其它大部分區(qū)域的密度相對(duì)較低。為了解決流場(chǎng)中密度急劇變化的流動(dòng)特征，采用了網(wǎng)格自適應(yīng)的方法。即在背景網(wǎng)格的基礎(chǔ)上，根據(jù)流場(chǎng)中密度梯度的變化分別對(duì)碰撞網(wǎng)格和取樣網(wǎng)格進(jìn)行細(xì)化。由于流場(chǎng)的梯度沿各個(gè)方向的變化是不同的，梯度變化大的方向網(wǎng)格細(xì)分的更密一些，因此沿三個(gè)坐標(biāo)方向是各自獨(dú)立地進(jìn)行自適應(yīng)，碰撞分子則是在自適應(yīng)后最小的亞網(wǎng)格內(nèi)選取，保證了計(jì)算的空間精度。

碰撞網(wǎng)格自適應(yīng)的目的是使亞網(wǎng)格的尺度與當(dāng)?shù)仄骄杂沙桃恢拢泳W(wǎng)格自適應(yīng)是為了捕捉當(dāng)?shù)氐牧鲃?dòng)梯度，正常情況下取樣網(wǎng)格的數(shù)量遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于碰撞網(wǎng)格的數(shù)量。為了快速定位自適應(yīng)后分子所屬的網(wǎng)格，采用如下的搜索方法：

對(duì)于流場(chǎng)中均勻的矩形網(wǎng)格，模擬分子在背景網(wǎng)格中的位置可以用下面的編號(hào)表示：

式中ij是在（x，y，z）三個(gè)坐標(biāo)方向的序號(hào)，rj是分子坐標(biāo)，Δj＝Lj／Nj是網(wǎng)格間距，Lj是沿相應(yīng)坐標(biāo)方向的流場(chǎng)大小，Nj是沿相應(yīng)坐標(biāo)方向劃分的背景網(wǎng)格數(shù)，j0是背景網(wǎng)格的起始坐標(biāo)。則模擬分子在背景網(wǎng)格中的序號(hào)為：

每個(gè)背景網(wǎng)格根據(jù)當(dāng)?shù)氐牧鲃?dòng)梯度沿三個(gè)坐標(biāo)方向分別劃分成lx，ly，lz個(gè)二級(jí)碰撞或取樣網(wǎng)格，二級(jí)網(wǎng)格在一級(jí)（背景）網(wǎng)格中的起始編號(hào)為：

因?yàn)槎?jí)網(wǎng)格也是均勻的矩形網(wǎng)格，因此二級(jí)網(wǎng)格的序號(hào)也可以按照公式（2）同樣的方式獲得：

1．3 隨機(jī)負(fù)載平衡的DSMC并行算法

采用DSMC方法模擬三維RCS噴流與稀薄大氣的干擾流場(chǎng)，由于噴流核心區(qū)的氣流密度相當(dāng)高，導(dǎo)致模擬分子數(shù)和網(wǎng)格劃分引起的計(jì)算量仍然非常大，需要開(kāi)展并行計(jì)算。DSMC并行算法采用區(qū)域分解，根據(jù)計(jì)算的處理器數(shù)（或CPU核心數(shù)）的多少將計(jì)算區(qū)域劃分為等量的子區(qū)域，每個(gè)處理器在其分配的子區(qū)域內(nèi)部獨(dú)立地計(jì)算模擬分子的碰撞和遷移，離開(kāi)子區(qū)域的模擬分子把攜帶的信息傳遞給對(duì)應(yīng)子區(qū)域的處理器。并行計(jì)算總的時(shí)間包括每個(gè)處理器計(jì)算碰撞、遷移的時(shí)間、處理器之間的通訊時(shí)間以及各處理器之間為同步而等待的時(shí)間。提高并行計(jì)算的效率主要是通過(guò)減少通訊和同步等待的時(shí)間來(lái)實(shí)現(xiàn)。

如果模擬分子在一個(gè)時(shí)間步長(zhǎng)之后，離開(kāi)原來(lái)所在的網(wǎng)格遷移進(jìn)入相鄰的網(wǎng)格，并且改變后的網(wǎng)格隸屬于其它的處理器，這樣的分子及其攜帶的所有信息就被記錄下來(lái)并放入緩沖數(shù)組，當(dāng)所有的模擬分子都被確定以后，放入緩沖數(shù)組的分子就在相應(yīng)的處理器之間進(jìn)行信息交換。

DSMC方法的一個(gè)顯著特征是模擬分子在流場(chǎng)中的分布是不斷變化的，計(jì)算時(shí)間依賴(lài)于子區(qū)域內(nèi)的分子個(gè)數(shù)、分子的碰撞次數(shù)以及分子與物面的碰撞次數(shù)。因?yàn)槟M前不可能預(yù)測(cè)到不同子區(qū)域內(nèi)的分子個(gè)數(shù)，因此在區(qū)域分解時(shí)將各子區(qū)域的計(jì)算負(fù)載劃分得比較均衡就特別困難。如果簡(jiǎn)單地將流場(chǎng)均勻劃分成若干同等大小的子區(qū)域，就有可能造成處理器之間的負(fù)載分布不均勻，負(fù)載最少的處理器就要化費(fèi)較長(zhǎng)的時(shí)間等待負(fù)載最大的處理器，造成同步等待的時(shí)間顯著增加。這種方式并不適合DSMC并行模擬。

為了減少不同處理器計(jì)算時(shí)間的差別，通常采用負(fù)載平衡技術(shù)來(lái)實(shí)現(xiàn)［9－10］，本文根據(jù)稀薄大氣條件下飛行器橫向噴流干擾特點(diǎn)，發(fā)展了一套靜態(tài)隨機(jī)負(fù)載平衡方法用于解決不同處理器之間的計(jì)算時(shí)間同步問(wèn)題，該方法基于概率近似原理，將計(jì)算區(qū)域的全部網(wǎng)格平均分配給指定的所有處理器。由于采用相同的概率隨機(jī)選取流場(chǎng)網(wǎng)格，按照均分后的數(shù)量分配給每個(gè)處理器，因此當(dāng)計(jì)算區(qū)域的網(wǎng)格數(shù)量較多時(shí)，每個(gè)處理器包含近似相等的物體邊界、高密度流動(dòng)區(qū)域和稀薄氣體區(qū)域的網(wǎng)格數(shù)，這樣每個(gè)處理器的計(jì)算負(fù)載也非常接近。當(dāng)用于并行計(jì)算的CPU數(shù)量不多時(shí)（Np＜32），這種方式得到的并行算法加速比和并行效率都非常高［6］。

2 計(jì)算結(jié)果分析

2．1 平板模型噴流干擾計(jì)算與試驗(yàn)對(duì)比

為了驗(yàn)證本文算法的精確度，計(jì)算模擬了三維平板模型橫向噴流干擾的分離距離并與低密度風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比。風(fēng)洞試驗(yàn)氣體為氮?dú)?，前室總?93K、總壓400kPa，流場(chǎng)馬赫數(shù)12．99。音速?lài)娏鞯臍怏w為氦氣，噴嘴前室總溫為300K，模擬的三個(gè)試驗(yàn)狀態(tài)的總壓變化見(jiàn)表1。在DSMC數(shù)值模擬中，采用VHS分子模型，L－B內(nèi)能交換模型，壁面采用完全漫反射模型（下同）。平板模型長(zhǎng)120mm，寬68mm，高15mm。音速?lài)娮斐隹谥睆?mm，在平板中心距前端70mm的位置。

噴流干擾的分離長(zhǎng)度是通過(guò)測(cè)量噴管出口中心到主分離線的徑向距離得到的。用DSMC方法計(jì)算的三個(gè)試驗(yàn)狀態(tài)的分離長(zhǎng)度，試驗(yàn)測(cè)量的分離長(zhǎng)度都列在了表1中。計(jì)算與試驗(yàn)總體上吻合較好，只是計(jì)算得到的噴流干擾流場(chǎng)分離長(zhǎng)度比試驗(yàn)測(cè)量的分離長(zhǎng)度偏小些，最大偏差3mm（Case3），最大相對(duì)偏差10%（Case1）。這是由于噴嘴尺寸較小，為簡(jiǎn)化起見(jiàn)，計(jì)算中音速?lài)娮斐隹趨?shù)設(shè)置為均勻流，即出口只有軸向速度，徑向速度為0。這樣會(huì)減弱噴流沿徑向的膨脹速度，可能會(huì)造成由于逆向流動(dòng)減弱而引起計(jì)算的分離距離偏小，噴管出口參數(shù)不同對(duì)分離長(zhǎng)度的影響在下節(jié)的算例中還會(huì)進(jìn)一步分析說(shuō)明。

表1 DSMC計(jì)算模擬的試驗(yàn)狀態(tài)及分離距離Table 1 Test conditions and separation distance

模擬的激波／邊界層干擾、流動(dòng)分離特征以及表面極限流線與低密度風(fēng)洞輝光放電和表面油流圖譜的對(duì)比分析詳見(jiàn)文獻(xiàn)［6］。這些結(jié)果驗(yàn)證了本文算法的可靠性以及對(duì)稀薄過(guò)渡流區(qū)復(fù)雜橫向噴流干擾流場(chǎng)的模擬能力。

2．2 鈍雙錐橫向噴流與稀薄大氣干擾特性數(shù)值模擬

下面選取總長(zhǎng)度2．1m的細(xì)長(zhǎng)鈍雙錐外形作為研究對(duì)象，噴流中心距頭部1m，方向與Y軸正向相同。這樣就可以考察頭部斜激波與噴流弓形主激波干擾引起的復(fù)雜流動(dòng)結(jié)構(gòu)。RCS發(fā)動(dòng)機(jī)分別采用推力為150N和10N的型面噴管，150N噴管的出口馬赫數(shù)近似為4．4，燃?xì)饨M分為 H2、N2、NH3和 H2O，10N噴管的出口馬赫數(shù)6．3，燃?xì)饨M分同上。模擬的大氣參數(shù)組分為N2和O2。

2．2．1 飛行高度對(duì)噴流干擾流場(chǎng)的影響

圖1分別給出了噴流推力150N時(shí)85km、90km和100km高度、飛行速度6000m／s的干擾流場(chǎng)密度分布等值線云圖。飛行高度較低時(shí)，飛行器頭部產(chǎn)生較強(qiáng)的斜激波，頭激波與噴流弓形主激波相交產(chǎn)生激波／激波空間干擾，噴流與前方邊界層（粘性層）內(nèi)氣體相互作用形成三維分離流動(dòng)區(qū)。噴流弓形激波后為高壓力和高密度的強(qiáng)剪切層區(qū)，由于噴流阻礙了來(lái)流，在噴流的下游存在較寬的低密度和低壓區(qū)。

隨著飛行高度的增加，來(lái)流氣體的稀薄度增大，頭部斜激波變?nèi)?，噴流與稀薄來(lái)流的干擾也越來(lái)越弱，噴流自身的影響區(qū)域卻越來(lái)越大，在100km以上高空，噴流的影響已經(jīng)覆蓋整個(gè)飛行器。如果噴流的燃?xì)饨M分中含有較強(qiáng)污染效應(yīng)的成分（如NH3和H2O），會(huì)粘附在飛行器表面，從而影響傳感器的正常工作。另外，隨著飛行高度的增加，噴流與粘性層內(nèi)氣體的干擾減弱，引起的分離也逐漸減小，100km的計(jì)算狀態(tài)已經(jīng)沒(méi)有分離的形成。

圖1 不同高度150N推力橫噴干擾流場(chǎng)密度分布Fig．1 Density distribution of lateral jet interaction flowfield of 150Nthrust in different altitudes

2．2．2 噴管出口參數(shù)分布對(duì)噴流干擾流場(chǎng)影響

為方便起見(jiàn)，前面的計(jì)算中噴管出口參數(shù)采用的是均勻分布，沿徑向的氣體速度為零，但實(shí)際上燃?xì)庠趪姽軆?nèi)流動(dòng)到達(dá)出口時(shí)分布并不是均勻的。圖2、圖3分別給出了采用真實(shí)噴管非均勻出口參數(shù)（求解NS方程獲得）和均勻分布計(jì)算的90km高度噴流干擾分離區(qū)附近的流線局部放大圖，不論是主分離渦還是馬蹄渦均有明顯差別，采用真實(shí)噴管型面出口參數(shù)計(jì)算的分離區(qū)明顯大于采用均勻出口參數(shù)計(jì)算的分離區(qū)。

另外，從圖4、圖5分別繪出的采用噴管出口非均勻與均勻參數(shù)計(jì)算得到的表面極限流線分布，也可以看出兩者的不同。在圖4中數(shù)字1代表主分離線，2代表再附線，3是馬蹄渦引起的二次分離線，與圖2中的空間流線相對(duì)應(yīng)。圖5中僅可看到主分離線和再附線，同時(shí)主分離線和再附線之間的分離區(qū)范圍也減小了。因此，噴管出口參數(shù)分布對(duì)分離區(qū)的大小和形狀有明顯的影響。

2．2．3 來(lái)流速度及噴管推力對(duì)干擾流場(chǎng)的影響

為了比較飛行器來(lái)流速度不同對(duì)飛行器橫向噴流干擾流場(chǎng)的影響，圖6給出了來(lái)流速度4000m／s、高度85km、噴流推力150N的干擾流場(chǎng)密度分布，與圖1（a）相比，來(lái)流速度的降低使頭部斜激波減弱，噴流主激波向上游擴(kuò)展增強(qiáng)，噴流產(chǎn)生的逆向流動(dòng)引起的分離距離和空間分離渦更大一些。圖7、圖8繪出了噴流推力為10N時(shí)來(lái)流速度分別為4000m／s和6000m／s的噴流干擾流場(chǎng)密度分布，飛行高度為85km，噴流馬赫數(shù)6．3。從圖中可以看出，盡管?chē)娏黢R赫數(shù)較高，但由于推力小，噴流產(chǎn)生的逆流與粘性層內(nèi)氣體的干擾較弱，并沒(méi)有引起明顯的流動(dòng)分離。而且，對(duì)于小推力噴流來(lái)說(shuō)，來(lái)流速度的增加，使噴流主激波向下游傾斜得更大，對(duì)噴口下游區(qū)域的再壓縮增強(qiáng)，使下游飛行器表面壓力增大，對(duì)力矩產(chǎn)生的附加影響有所加大。計(jì)算表明，對(duì)于推力比較小的噴流，在來(lái)流參數(shù)不變的條件下，來(lái)流對(duì)噴流的壓制作用要明顯高于大推力噴流。

2．2．4 攻角變化對(duì)噴流干擾流場(chǎng)的影響

旋成體細(xì)長(zhǎng)雙錐外形的飛行姿態(tài)不同，如正攻角和負(fù)攻角所對(duì)應(yīng)的干擾流場(chǎng)特性是不同的。10°攻角時(shí)（高度90km、來(lái)流速度6000m／s、噴流推力150N），由于頭激波遠(yuǎn)離噴口，對(duì)噴口影響較小，與噴流弓形激波的作用位置上移，粘性層內(nèi)氣體的流動(dòng)減弱，噴流的逆向流動(dòng)引起的空間分離渦相比0°攻角時(shí)有所增強(qiáng)（圖9）。同時(shí)下表面的氣流向上方卷起，使分離產(chǎn)生的包裹效應(yīng)減弱，表面分離形成的高壓區(qū)減小。

圖6 150N推力橫噴干擾流場(chǎng)密度分布（V＝4000m／s）Fig．6 Density distribution of lateral jet interaction flowfield of 150Nthrust（V＝4000m／s）

圖7 10N推力橫噴干擾流場(chǎng)密度分布（V＝4000m／s）Fig．7 Density distribution of lateral jet interaction flowfield of 10Nthrust（V＝4000m／s）

圖8 10N推力橫噴干擾流場(chǎng)密度分布（V＝6000m／s）Fig．8 Density distribution of lateral jet interaction flowfield of 10Nthrust（V＝6000m／s）

圖9 10°攻角時(shí)噴口上游流線及分離渦Fig．9 Stream line and seperation vortex of 10°AOA

圖10 －10°攻角時(shí)噴口上游流線分布Fig．10 Stream line and seperation vortex of－10°AOA

圖10 是－10°攻角的情況。這時(shí)的頭激波靠近噴口，并產(chǎn)生較強(qiáng)的壓制作用。噴口附近的當(dāng)?shù)貕毫Ρ葴p小，噴流干擾引起的噴口上游空間的分離基本消失，但由于氣流是向下表面方向流動(dòng)，空間流動(dòng)引起的包裹效應(yīng)在表面引起的高壓力區(qū)域有所增大。

2．2．5 噴流干擾對(duì)氣動(dòng)力特性的影響

對(duì)于旋成體上的側(cè)向噴流干擾引起的流動(dòng)分離，很可能從上表面繞到下表面跨過(guò)φ＝90°的分界線（定義φ＝0°為上表面迎風(fēng)母線），假如噴流干擾的壓力正增量區(qū)（在主分離線之后的相當(dāng)大區(qū)域）包裹在旋成體上，那么在φ＜90°范圍內(nèi)的正增量投影將放大噴管推力，對(duì)應(yīng)φ＞90°的干擾區(qū)，雖然表面壓力仍具有正增量，但其在推力方向的投影為負(fù)增量，因此產(chǎn)生所謂的包裹效應(yīng)。通常用放大系數(shù)來(lái)定義干擾引起的力特性變化量［4］：

推力放大系數(shù) KF＝（T＋ΔT）／T

力矩放大系數(shù) KM＝（M0＋ΔM）／M0

ΔT與ΔM表示由于噴流干擾引起的推力與力矩增量，本文中力矩參考點(diǎn)為頭部頂點(diǎn)。

表2給出了噴管推力為150N時(shí)噴流干擾引起氣動(dòng)力系數(shù)的增量以及計(jì)算的推力和力矩放大系數(shù)，來(lái)流速度為6000m／s。表中數(shù)據(jù)表明，在相同的飛行狀態(tài)下，隨著飛行高度的增加，噴流干擾引起的氣動(dòng)力系數(shù)的增量在數(shù)值上是不斷增大的，但推力和力矩放大系數(shù)卻是減小的趨勢(shì)，主要是由于來(lái)流密度降低使動(dòng)壓減小，造成推力和力矩的增量減小。另外，正攻角引起推力和力矩放大系數(shù)的減小，負(fù)攻角引起推力放大系數(shù)的增大，力矩放大系數(shù)的減小。噴管推力10N時(shí)噴流干擾對(duì)氣動(dòng)力特性的影響，與150N推力噴流干擾的變化規(guī)律類(lèi)似，只是當(dāng)推力比較小時(shí)，推力和力矩放大系數(shù)有所增大，主要是處于分母的推力和力矩比較小造成的，與氣動(dòng)中心的Φ1m高超聲速風(fēng)洞的側(cè)向噴流干擾試驗(yàn)有相同的結(jié)論。

表2 噴流干擾對(duì)氣動(dòng)力特性的影響（150N噴管）Table 2 The effects of jet interaction on aerodynamic properties（150Nthrust）

3 結(jié) 論

綜合分析上述數(shù)值模擬結(jié)果，可以得出以下幾點(diǎn)初步研究結(jié)論：

（1）在噴流參數(shù)保持不變的情況下，隨著來(lái)流稀薄度的增加，因噴流干擾引起的空間分離渦不斷減弱直至消失，稀薄來(lái)流對(duì)噴流的影響越來(lái)越弱，而噴流自身的影響區(qū)域卻越來(lái)越大。

（2）采用真實(shí)RCS噴管出口參數(shù)計(jì)算的空間分離渦和表面極限流線與采用均勻出口參數(shù)有明顯的不同，噴管出口參數(shù)分布對(duì)分離區(qū)的大小、形狀以及表面壓力分布都有一定的影響。

（3）高超聲速來(lái)流對(duì)小推力的RCS噴流有較強(qiáng)的壓制作用，噴口附近的干擾流場(chǎng)結(jié)構(gòu)及分離特征與當(dāng)?shù)亓鲃?dòng)條件密切相關(guān)。

（4）來(lái)流速度的增加，使噴流主激波更向下游傾斜，并對(duì)噴口下游的流動(dòng)再壓縮增強(qiáng)。

（5）飛行姿態(tài)不同，如正攻角和負(fù)攻角所對(duì)應(yīng)的干擾流場(chǎng)特性明顯不同，正攻角引起推力和力矩放大系數(shù)的減小，負(fù)攻角引起推力放大系數(shù)的增大，力矩放大系數(shù)的減小。

（6）在相同飛行狀態(tài)下，隨著飛行高度的增加，噴流干擾引起的氣動(dòng)力系數(shù)的增量在數(shù)值上是不斷增大的，但推力和力矩放大系數(shù)卻是減小的趨勢(shì)。

（7）在稀薄流域，RCS噴流干擾引起的推力和力矩放大系數(shù)總體上是比較小的。

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