● 摘要
利用高压喷流产生的反作用力及喷流与飞行器绕流干扰力辅助改变飞行器姿态或直接改变运动轨迹，已成为发展高超声速飞行控制技术的研究热点。横侧喷流干扰流场包含激波、边界层分离和旋涡流动等复杂流动现象，在不同的流动和几何参数下，其流动结构和干扰特性的演变规律尚未被充分认识。进一步掌握上述干扰流动问题的机理和演变规律是为满足临近空间高超声速飞行器远程巡航和进行机动飞行需求而开展的气动布局设计的前提。本论文的研究目的在于建立适用于横侧喷流干扰复杂流场数值模拟的计算方法及软件平台，确定预估喷流控制效率的关键参数，研究流动和几何参数对典型部件上喷流气动控制效果的影响规律，并利用所发展的数值模拟平台以及所掌握的干扰流场特性研究高超声速滑翔飞行器气动舵/反作用控制系统复合控制技术的控制方法、控制效率和流动机理，为工程应用提供一定的参考。本项研究针对喷流干扰流场的特点，开发了基于有限体积法的分区多块对接结构网格并行计算程序，采用适于全流域计算的高分辨率、低数值耗散、稳定的AUSM+-up格式，完善了国家计算流体力学实验室的Navier-Stokes方程大规模并行计算软件平台。为了实现上述目标，首先系统研究了AUSM类格式的发展及其改进形式，分析了不同格式定义网格界面声速的方法，对比了各种格式所具有的特点及不足。从分析质量通量项出发，根据激波稳定性判据分析了各种格式的质量通量耗散项，研究了AUSM+-up格式在处理低速流动时所采用的修正对计算精度的影响。与此同时，还给出了采用van Albada限制器修正的MUSCL插值公式以及隐式LU-SGS方法的实现过程，并构造了基于区域分解的采用MPI库函数进行信息传递的并行算法。应用所开发程序，对超声速细长旋成体导弹的大攻角绕流流场进行了数值模拟。通过与实验结果的对比，验证了该计算软件在模拟横向流动分离、空间激波和旋涡结构等复杂流场的准确性。在上述工作的基础上，本论文从研究喷流控制的流动机理出发，讨论了横侧喷流干扰流场的基本特征以及所需模拟的基本流动参数，分析了喷流动量比、阻塞参数和喷流压力比等相似参数之间的相关性，确定了放大因子、气动力增量等衡量喷流干扰效应的关键参数，并提出了干扰压心位移的概念。通过对二维、三维平板和斜坡喷流等典型模型的数值模拟，研究了主要喷流出口参数喷流压力、马赫数、喷射角度等对喷流控制效率的影响规律，并根据流动拓扑理论对干扰流场的流动机理进行了分析，总结出一种预估横侧向喷流控制气动力放大因子的估算方法，同时分析了三维超声速喷流干扰流场的流动特征、空间涡演化、物面流态和横截面拓扑结构。结合工程应用背景，本论文研究了高超声速钝头双锥导弹在不同飞行攻角下横侧喷流干扰流场的流动特征、气动力参数变化和喷流控制效率。计算结果表明，喷流环绕效应对气动控制效率具有重要影响。背风面喷流的正增益效果随飞行攻角的增大而增强，而迎风面喷流在大攻角下产生显著的负增益效果。在同一攻角状态下，喷口前移导致喷流干扰效应增强，而喷口后移导致干扰效应减弱。作为演示，本论文针对高超声速机动飞行器开展了气动舵/反作用控制系统复合气动控制研究。以高超声速滑翔飞行器为外形，研究了扁平升力体布局的气动特性，分析了气动舵面的控制能力和气动力变化规律。在此基础上研究了高超声速飞行器滑翔段条件下，迎风面、背风面、侧面喷流对流场结构、气动力、压心位移及俯仰、偏航、滚转三通道控制力矩的影响规律及喷流控制机理。后体迎风侧对称双喷口喷流俯仰力矩控制研究表明，法向力、俯仰力矩和升阻比均随喷流压力比的增加而增大；迎风面喷流对喷流推力和控制力矩的正增益作用明显；喷流作用可降低零升攻角，干扰效应引起的压心后移量随压力比的增加而增大；舵面偏转将进一步增大飞行器整体气动力、喷流干扰的正增益效果和压心后移量。后体背风侧单喷口喷流俯仰力矩控制研究表明，法向力、俯仰力矩和升阻比均随压力比的增大而减小，不同压力比下的法向力和俯仰力矩的放大因子均随攻角的增大而逐渐减小；干扰作用引起压心位置前移，喷流出口压力越大则压心前移量越大。后体侧缘单喷口喷流偏航力矩控制研究表明，侧向力和偏航力矩的放大因子均随攻角的增加而减小，压力比增加将削弱喷流的正增益；干扰作用对法向力、俯仰力矩和升阻比影响较小，所引起的纵向压心位置变化范围较小，当α=2°时压心后移量不超过0.9%，α=5°时压心前移量不超过0.5%。差动舵前缘单喷口喷流滚转力矩控制研究表明，有喷状态的滚转力矩比无喷状态显著增大，小攻角范围内增大10倍以上，可显著提高飞行器的滚控能力，有利于解决该飞行器在小攻角范围内滚控能力不足的问题。