梁 偉，張 鑫，趙文龍，李 欣，段 旭

（上海機(jī)電工程研究所，上海 201109）

0 引 言

現(xiàn)代飛行器尤其是細(xì)長體飛行器對(duì)機(jī)動(dòng)性、敏捷性都有較高要求，一方面要求飛行器具備較大的極限機(jī)動(dòng)過載能力，另一方面要求飛行器對(duì)操縱指令具有更快的響應(yīng)速度。針對(duì)這種快速大機(jī)動(dòng)的機(jī)動(dòng)能力要求，使用直接力發(fā)動(dòng)機(jī)是一種較合理的解決方案。直接力發(fā)動(dòng)機(jī)可以提供額外的控制力或控制力矩，增強(qiáng)飛行器的極限機(jī)動(dòng)過載能力；并且直接力發(fā)動(dòng)機(jī)建立穩(wěn)定流動(dòng)提供額定推力所需時(shí)間為毫秒級(jí)，系統(tǒng)響應(yīng)速度快，可以有效實(shí)現(xiàn)飛行器快速響應(yīng)要求。

側(cè)向直接力發(fā)動(dòng)機(jī)噴出的尾流會(huì)對(duì)飛行器周圍空氣流動(dòng)產(chǎn)生干擾，從而影響飛行器表面壓力分布。有噴流狀態(tài)下作用于飛行器上的氣動(dòng)力與無噴流狀態(tài)下的情況會(huì)有所不同，從而影響到側(cè)向直接力發(fā)動(dòng)機(jī)的操縱效果。因噴流干擾流動(dòng)復(fù)雜，不同來流條件、不同飛行器外形、不同的噴管布置、不同噴管推力和燃?xì)鈪?shù)會(huì)產(chǎn)生不同的干擾情況，有時(shí)候噴流對(duì)氣動(dòng)力的干擾效果會(huì)部分甚至完全抵消噴管推力的效果，需要對(duì)具體的干擾情況進(jìn)行仿真分析研究。

國內(nèi)外眾多學(xué)者已經(jīng)對(duì)飛行器側(cè)向噴流氣動(dòng)干擾特性開展了一系列研究，但現(xiàn)有針對(duì)側(cè)向噴流對(duì)氣動(dòng)力干擾效應(yīng)的研究工作大部分集中在超聲速或高超聲速來流條件下，對(duì)亞、跨聲速段少有涉及。本文針對(duì)特殊需求下細(xì)長體外形在亞、跨聲速條件下的側(cè)向噴流氣動(dòng)干擾效應(yīng)開展了研究，對(duì)大攻角下迎風(fēng)、背風(fēng)面噴管工作時(shí)不同的干擾特性及流動(dòng)細(xì)節(jié)進(jìn)行了研究對(duì)比和分析。

1 計(jì)算方法

使用空氣代替燃?xì)膺M(jìn)行噴流干擾計(jì)算并不會(huì)顯著影響計(jì)算結(jié)果。在噴流開啟后，燃?xì)饬髟趲缀撩雰?nèi)就會(huì)建立穩(wěn)定流動(dòng)，對(duì)于實(shí)際應(yīng)用來說，研究穩(wěn)定下來的燃?xì)饬鲃?dòng)具有較強(qiáng)的指導(dǎo)作用。

本文使用空氣等效代替燃?xì)膺M(jìn)行計(jì)算，取壓力比/和噴管動(dòng)量比/=2/()為相似參數(shù)。其中：代表噴管出口出燃?xì)獾撵o壓；代表自由來流靜壓；和分別代表燃?xì)夂涂諝庠趪姽艹隹谔幍膭?dòng)量流量；和分別代表燃?xì)夂涂諝獾谋葻岜龋缓头謩e代表噴出燃?xì)夂蛧姵隹諝獾膰姽芨髯缘某隹诿娣e；和分別代表燃?xì)夂涂諝獾某隹隈R赫數(shù)。

俯仰運(yùn)動(dòng)會(huì)對(duì)弓形激波位置、分離渦位置、分離起始點(diǎn)、壓力峰值及側(cè)噴影響區(qū)等因素造成一定影響，從而使得噴流干擾效果產(chǎn)生一定變化，但變化量對(duì)噴流干擾因子的影響占比并不大，對(duì)固定攻角下的噴流干擾情況進(jìn)行仿真計(jì)算能夠反映干擾的基本規(guī)律。

本文采用隱式時(shí)間方法迭代求解三維可壓雷諾平均N-S 方程，對(duì)流項(xiàng)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 計(jì)算方法

使用文獻(xiàn)［11］中的標(biāo)準(zhǔn)算例對(duì)計(jì)算方法進(jìn)行驗(yàn)證，模型是回轉(zhuǎn)體，生成的物面網(wǎng)格如圖1所示。與文獻(xiàn)中直接在噴管出口處的物面上給定噴流參數(shù)的做法不同，本文采用等直聲速噴管，使側(cè)向噴流在噴流出口截面的速度分布更接近真實(shí)情況，針對(duì)無噴流、噴流總壓與來流靜壓的比值=50、70、97的情況進(jìn)行計(jì)算驗(yàn)證。圖2給出了模型上表面測(cè)壓點(diǎn)處的壓力分布對(duì)比（測(cè)壓點(diǎn)選在通過噴口中心點(diǎn)的物面母線處），計(jì)算結(jié)果與文獻(xiàn)中的測(cè)量數(shù)據(jù)一致，計(jì)算準(zhǔn)確度良好。圖2中C表示壓力系數(shù)，表示模型表面的周向位置。

圖1 表面網(wǎng)格Fig.1 Surface mesh

圖2 通過噴口中心的母線位置表面壓力分布對(duì)比Fig.2 Longitudinal pressure coefficient on cross line of symmetric plane and body surface

1.2 干擾因子

噴流干擾因子定義如式（1）和式（2）所示。噴流干擾因子的物理意義是側(cè)向噴流引起的物面氣動(dòng)力干擾作用的影響對(duì)側(cè)向噴流推力/力矩的放大倍數(shù)。干擾因子大于1表示噴流干擾的作用是增強(qiáng)噴流推力作用效果；小于1 表示噴流干擾的作用是減弱噴流推力作用效果；若干擾因子小于0 則表示反向的干擾作用超過了噴管推力的效果，側(cè)向噴流產(chǎn)生了與預(yù)期相反的效果。

式中：K代表側(cè)向噴流推力干擾因子；K代表側(cè)向噴流力矩干擾因子；代表側(cè)向噴流推力；Δ代表在側(cè)向噴流的影響下，飛行器表面氣動(dòng)力的變化量；代表側(cè)向噴流推力相對(duì)于飛行器質(zhì)心的力矩；Δ代表在側(cè)向噴流的影響下，飛行器表面氣動(dòng)力矩的變化量。

側(cè)向噴流推力與燃燒室和噴管壁對(duì)燃?xì)獾臎_量有關(guān)，如式（3）所示。

式中：為噴口反壓項(xiàng)，使用自由來流靜壓代替噴管出口當(dāng)?shù)仂o壓；代表燃?xì)獗葻岜龋淮韨?cè)向噴流在噴管出口處的馬赫數(shù)，代表噴管出口面積。

2 細(xì)長體外形在亞跨聲速段的噴流干擾研究

針對(duì)細(xì)長體布局在亞跨聲速段大攻角條件下噴流的氣動(dòng)干擾效應(yīng)進(jìn)行計(jì)算研究，計(jì)算外形為正常式布局的無翼面外形（翼-尾組合體），表面光滑無凸起物，長細(xì)比約為20，姿控直接力噴管位于前部。

2.1 計(jì)算所用網(wǎng)格

生成結(jié)構(gòu)網(wǎng)格如圖3所示，通過對(duì)遠(yuǎn)場和空間中的網(wǎng)格進(jìn)行合理稀疏，控制網(wǎng)格總量，減少計(jì)算量，網(wǎng)格總量約為850萬。

圖3 細(xì)長體噴流干擾計(jì)算所用網(wǎng)格Fig.3 Mesh overview and surface mesh around jet nozzle

2.2 計(jì)算結(jié)果分析

噴管開啟時(shí)，分別用法向力干擾因子和對(duì)質(zhì)心的俯仰力矩干擾因子來表征噴流的氣動(dòng)干擾情況，如圖4～5所示。

圖4 背風(fēng)面噴管開啟時(shí)的干擾因子Fig.4 Amplification factor while downstream jet nozzle is working

圖5 迎風(fēng)面噴管開啟時(shí)的干擾因子Fig.5 Amplification factor while upstream jet nozzle is working

背風(fēng)面噴管開啟時(shí)，干擾因子基本大于1，氣動(dòng)干擾效應(yīng)對(duì)直接力的作用效果表現(xiàn)為增強(qiáng)作用。=0.6 時(shí)，噴流氣動(dòng)干擾效應(yīng)隨攻角的變化較為平緩。=1.1 時(shí)，隨著攻角變化保持平緩，在＞25°時(shí)隨攻角增大而較快增大到1.8 左右，并保持到=45°處才開始減小。

迎風(fēng)面噴管開啟時(shí)，干擾因子變化較為劇烈，法向力受到的削弱比俯仰力矩受到的削弱更嚴(yán)重：整體上小于1；隨著攻角先增大后減小，在較大的攻角下噴管仍保持了一定的俯仰力矩作用。在中小攻角下，和的變化趨勢(shì)相反：隨攻角的增大先減小后增大，曲線呈“V”形；隨攻角的增大先增大后減小，曲線呈“Λ”形。=0.6 時(shí)，在攻角大于30°后保持在0.5～0.6 之間；在=20°處達(dá)到最大值，然后隨攻角增大而減小，并在攻角大于35°后保持在0.6～0.7 之間。=1.1 時(shí)，在=15°及＞35°處，減小到0 左右甚至小于0；在=15°左右時(shí)達(dá)到最大值，然后隨攻角增大而減小，當(dāng)攻角增大到在50°左右時(shí)降低到0附近。

=0.6、=20°和=40°狀態(tài)下，背風(fēng)面噴管開啟時(shí)和迎風(fēng)面噴管開啟時(shí)，在對(duì)稱面上的壓力系數(shù)分布情況如圖6～7 所示?？梢?，在該飛行狀態(tài)下，當(dāng)迎風(fēng)面噴管開啟時(shí)，受到來流的推擠作用，噴管下游緊鄰噴管的物面上明顯有一個(gè)低壓區(qū)，下游有更低壓力的低壓區(qū)，整體的合力作用減小了物面的法向力，從而對(duì)側(cè)向噴流的推力產(chǎn)生了削弱作用，不同的壓力分布產(chǎn)生了一個(gè)抬頭力矩，從而對(duì)側(cè)向噴流的俯仰力矩產(chǎn)生了增強(qiáng)作用；隨著攻角的增大，噴口下游緊鄰噴口處的低壓區(qū)減小，下游更低壓力的低壓區(qū)擴(kuò)展，產(chǎn)生的抬頭力矩減小，隨著下游更低壓力的低壓區(qū)前緣超過飛行器質(zhì)心并繼續(xù)向前擴(kuò)展，產(chǎn)生的抬頭力矩逐漸變?yōu)榈皖^力矩，整體合力減小，物面法向力的作用 更加顯著。

圖6 Ma=0.6、α=20°時(shí)對(duì)稱面上的壓力系數(shù)分布Fig.6 Cp distribution on symmetry plane at state Ma=0.6，α=20°

圖7 Ma=0.6、α=40°時(shí)對(duì)稱面上的壓力系數(shù)分布Fig.7 Cp distribution on symmetry plane at state Ma=0.6，α=40°

3 結(jié) 論

本文針對(duì)細(xì)長體外形在亞跨聲速來流條件和大攻角情況，分別對(duì)直接力噴流發(fā)動(dòng)機(jī)在迎風(fēng)面和背風(fēng)面兩種情況下的噴流氣動(dòng)干擾情況開展了研究，得到以下結(jié)論：

1）背風(fēng)面噴流發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)，噴流產(chǎn)生的氣動(dòng)干擾傾向于增強(qiáng)噴流產(chǎn)生的推力和俯仰力矩的作用。

2）迎風(fēng)面噴流發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)，干擾因子變化較為劇烈，噴管下游物面上的低壓區(qū)和更低壓力區(qū)在減小法向力的同時(shí)產(chǎn)生了抬頭力矩，在中小攻角下反而可以產(chǎn)生對(duì)俯仰力矩的增大作用，導(dǎo)致和的變化趨勢(shì)相反。隨著攻角的增大，噴管下游的低壓區(qū)面積減小，更低壓力區(qū)面積擴(kuò)大，整體上表現(xiàn)為：隨著攻角的增大，側(cè)向力噴流發(fā)動(dòng)機(jī)的法向力效果快速減小；側(cè)向力噴流發(fā)動(dòng)機(jī)的俯仰力矩效果隨著攻角先增大后減小，在較大攻角下側(cè)向力噴流發(fā)動(dòng)機(jī)仍然保持了一定的俯仰力矩效果?？缏曀傧碌母蓴_作用比亞聲速下更劇烈。