大攻角側(cè)向多噴干擾流場特性數(shù)值模擬

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1、航空學(xué)報(bào)ActaAeronauticaetAstronauticaSinicaSep．252015V01．36No．92828·2839ISSN1000-6893ON1、一1929／Vhttp：#hkxbbuaa．edu．cnhkxb@buaa．edu．cn大攻角側(cè)向多噴干擾流場特性數(shù)值模擬李斌1’2一，王學(xué)占1，劉仙名1’21．中國空空導(dǎo)彈研究院，洛陽4710092．航空制導(dǎo)武器航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，洛陽471009摘要：采用計(jì)算流體力學(xué)(CFD)方法研究了大攻角狀態(tài)下側(cè)向多噴13干擾復(fù)雜流場對

2、導(dǎo)彈氣動特性的影響。首先通過噴流標(biāo)模和大長細(xì)比導(dǎo)彈模型的雷諾平均Navier-Stokes(RANS)數(shù)值模擬，分別驗(yàn)證了所采用的仿真方法對噴流干擾流場和導(dǎo)彈大攻角流動求解的能力；其次采用RANS方程組對大攻角狀態(tài)側(cè)向多噴干擾流場進(jìn)行了數(shù)值模擬，表明攻角與噴口數(shù)量對導(dǎo)彈氣動載荷分布產(chǎn)生較大的影響；然后通過對比分析有／無噴流時(shí)法向力系數(shù)沿導(dǎo)彈軸向的分布，以及流場結(jié)構(gòu)，揭示了不同攻角時(shí)噴流干擾流場對導(dǎo)彈氣動特性影響的流動機(jī)理；最后給出了側(cè)向噴流對導(dǎo)彈建立攻角時(shí)間影響的初步分析，表明與采用單獨(dú)氣動舵進(jìn)

3、行姿態(tài)控制相比，在10km高度采用側(cè)向噴流直接力控制不能提高導(dǎo)彈的快速性。關(guān)鍵詞：導(dǎo)彈；大攻角；側(cè)向噴流；氣動特性；計(jì)算流體力學(xué)中圖分類號：V211．3文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A文章編號：1000—6893(2015)09—2828—12第五代空空導(dǎo)彈要求能攻擊高速、高機(jī)動目標(biāo)，并具備全方位攻擊能力，因此其控制系統(tǒng)必須具有全彈道條件下的快速響應(yīng)能力uj。側(cè)向噴流直接力控制技術(shù)可有效地提高控制系統(tǒng)的快速性，有助于實(shí)現(xiàn)空空導(dǎo)彈大離軸發(fā)射和提高其彈道末段的機(jī)動能力。高溫高速噴流介質(zhì)與導(dǎo)彈外流場相互干擾，在噴口附近

4、形成激波、分離和漩渦等非常復(fù)雜的流場結(jié)構(gòu)，導(dǎo)彈上產(chǎn)生了附加的氣動力，從而改變了側(cè)向噴流的控制效率[z]，甚至使導(dǎo)彈局部熱環(huán)境變差，這種現(xiàn)象在低空稠密大氣層中尤為明顯。因此為提高精確制導(dǎo)導(dǎo)彈的控制精度，需要對噴流干擾流場特性進(jìn)行準(zhǔn)確的預(yù)測。側(cè)向噴流直接力控制的概念是在20世紀(jì)50年代提出來的，此后國內(nèi)外學(xué)者圍繞著側(cè)向噴流干擾流場預(yù)測問題開展了大量的風(fēng)洞試驗(yàn)和CFD仿真研究，給出了單噴流干擾流場合理的激波結(jié)構(gòu)和渦系結(jié)構(gòu)，并分析了來流和噴流參數(shù)對側(cè)向噴流干擾特性的影響規(guī)律[3“]?，F(xiàn)有對細(xì)長彈體噴流干

5、擾流場的研究工作表明，噴流干擾使小長細(xì)比光彈身的力放大因子下降[7]，而合理布局的翼身組合體能夠增加力放大因子∞]，但當(dāng)翼身組合體繞自身縱軸旋轉(zhuǎn)時(shí)，旋轉(zhuǎn)角速度對力放大因子影響很大，噴流位于迎風(fēng)側(cè)時(shí)，力放大因子隨旋轉(zhuǎn)角速度增大而減小，背風(fēng)側(cè)反之[9]。對大長細(xì)比光彈身噴流干擾流場研究表明，力和力矩隨攻角變化是非線性的，尤其是噴流位于迎風(fēng)側(cè)時(shí)[10。。噴流對大長細(xì)比導(dǎo)彈構(gòu)型氣動特性的影響更加復(fù)雜，需進(jìn)～步考慮攻角[1¨、布局[12]、多噴[13

6、，甚至噴流非定常效應(yīng)[1“153等因素對導(dǎo)彈氣動力和力

7、矩的影響。多噴干擾流場對細(xì)長體氣動特性影響研究表明，當(dāng)噴流數(shù)量增加時(shí)，噴流與來流的干擾與多個(gè)收稿日期：2015—0T-16i退修日期：2015—02—02；錄用日期：20T5—03-01；網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間：2015—03—1611：31網(wǎng)絡(luò)出版地址：WWWcnkinet／kcms／detail／111929V201503161132．004html基金項(xiàng)目：航空科學(xué)基金(2014zAl2001)*通訊作者Tel．：0379-63385270E-mail：lib_in@163．com鐓琨裕武ILiB，

8、WangXZ．LiuXM．Numericalinvestigationofmulti-lateraljetsinteractionsflowcharacteristicsathighangleofattackEJS．ActaAeronauticaetAstronauticaSinica。2015．35(9)：2828-2839．李斌，壬學(xué)占．翩蝕名．大攻角低向多嘍f撓流場特鏈數(shù)值模擬[∞航空學(xué)掇，2015，36(9)：2828-2839李斌等：大攻角側(cè)向多噴干擾流場特性數(shù)值模擬單噴的疊加完全不同

9、[1617I，且噴流數(shù)量越多法向力放大因子越小口8

10、，但第一個(gè)噴口對多噴干擾流場的主要結(jié)構(gòu)和噴口上游表面分離范圍起主導(dǎo)作用口引，此外周向多噴工作時(shí)會顯著地增大噴流干擾區(qū)域[2引。上述文獻(xiàn)對多噴干擾流場的研究集中在中小攻角范圍，且模型多是光彈身。實(shí)際上，為提高導(dǎo)彈的機(jī)動能力，導(dǎo)彈在越肩發(fā)射或末段機(jī)動時(shí)通常以大攻角狀態(tài)飛行，此時(shí)側(cè)向噴流與來流的干擾流場結(jié)構(gòu)更加復(fù)雜，因此研究大攻角狀態(tài)多噴干擾流場具有重要的意義，但大攻角飛行條件下導(dǎo)彈的噴流干擾流場研究成果很少，尤其是多噴干擾流場未見公開報(bào)道。已有的大