多噴口噴流對(duì)側(cè)向噴流流場(chǎng)影響的風(fēng)洞試驗(yàn)研究

徐 筠，徐 翔，王志堅(jiān)，姚來(lái)輝

（1.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，四川 綿陽(yáng) 621000；2.北京電子工程總體研究所，北京 100854）

多噴口噴流對(duì)側(cè)向噴流流場(chǎng)影響的風(fēng)洞試驗(yàn)研究

徐 筠1，徐 翔1，王志堅(jiān)1，姚來(lái)輝2

（1.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，四川 綿陽(yáng) 621000；2.北京電子工程總體研究所，北京 100854）

側(cè)向噴流控制研究一個(gè)很重要的目的在于了解、掌握噴流與來(lái)流的干擾，尋找提高噴流控制效率的方法，不同截面多噴流同時(shí)工作便是其中一種。多噴流同時(shí)作用時(shí)，下游噴流會(huì)受到上游噴流的影響，與直接來(lái)流干擾現(xiàn)象不同，控制效率不同。針對(duì)這種情況，φ1m高超聲速風(fēng)洞從測(cè)壓和測(cè)力兩方面進(jìn)行了多噴口噴流對(duì)側(cè)向噴流控制影響的風(fēng)洞試驗(yàn)研究。試驗(yàn)采用錐柱模型，噴管均位于同一母線上，噴管數(shù)目為單噴和三噴。結(jié)果表明：上游噴流的低壓區(qū)會(huì)影響下游噴流，當(dāng)噴流數(shù)目增加時(shí)，噴流與來(lái)流的干擾與多個(gè)單噴的疊加完全不同。

側(cè)向噴流控制；高超聲速風(fēng)洞；測(cè)力試驗(yàn)；測(cè)壓試驗(yàn)；噴流干擾

0 引 言

隨著航天飛行器的發(fā)展，側(cè)向噴流技術(shù)因其快速反應(yīng)、機(jī)動(dòng)靈活的特性，越來(lái)越多地應(yīng)用到飛行器姿態(tài)和軌道控制中［1－2］。在稠密大氣層中飛行時(shí)，噴流與來(lái)流發(fā)生干擾，噴流改變了飛行器繞流環(huán)境，影響飛行穩(wěn)定性和控制效率。因此研究RCS噴流對(duì)飛行器的干擾影響，對(duì)于準(zhǔn)確預(yù)測(cè)噴流控制效率、確保飛行的穩(wěn)定性、實(shí)現(xiàn)精確操縱和控制是至關(guān)重要的。

提高噴流控制效率的方法很多，包括將噴流布置在飛行器不同的位置［3］、采用不同型面的噴流出口［4］，以及采用多噴流組合等方式［5］。當(dāng)處于彈體不同截面的多噴流同時(shí)啟動(dòng)時(shí)，位于下游的噴流會(huì)受到上游噴流影響，造成噴流干擾效應(yīng)發(fā)生改變。因此，為了解多噴流同時(shí)工作時(shí)對(duì)模型的干擾，在φ1m高超聲速風(fēng)洞進(jìn)行了不同截面噴流對(duì)側(cè)向噴流控制影響的風(fēng)洞試驗(yàn)研究。

研究針對(duì)細(xì)長(zhǎng)旋成體展開(kāi)，從流場(chǎng)結(jié)構(gòu)、壓力分布和氣動(dòng)力變化等方面對(duì)多噴口噴流干擾進(jìn)行了探討。

1 模擬方案

試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎秒p錐頭部旋成體，長(zhǎng)細(xì)比達(dá)11，尺寸數(shù)據(jù)均以底部直徑無(wú)量綱化。試驗(yàn)中噴管組合為：?jiǎn)螄姡瑖姽苤行奈挥?°母線（負(fù)迎角時(shí)迎風(fēng)面對(duì)稱子午線位置），距離頭部尖點(diǎn)4.4；三噴是在單噴后等間距增加兩個(gè)噴口，噴口間距離為0.5（見(jiàn)圖1）。測(cè)壓試驗(yàn)在噴口所在母線上布置測(cè)壓點(diǎn)，并對(duì)噴口之間和上、下游的位置進(jìn)行了加密，間距0.05；測(cè)力試驗(yàn)采用與測(cè)壓試驗(yàn)相同外形進(jìn)行測(cè)量。

圖1 噴口布置方式Fig.1 Sketch of jets distribution

試驗(yàn)采用常溫空氣作為冷噴流介質(zhì)，模擬噴流發(fā)動(dòng)機(jī)的內(nèi)流場(chǎng)。主要模擬參數(shù)為噴流壓比和噴流動(dòng)量比。在滿足外流條件、噴口出口幾何縮尺的條件下滿足γM2相等，推力系數(shù)相似［6］等。

2 試驗(yàn)裝置與試驗(yàn)狀態(tài)

試驗(yàn)在中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心（CARDC）的φ1m高超聲速風(fēng)洞中進(jìn)行，該風(fēng)洞噴管出口直徑φ1m，運(yùn)行時(shí)間30s。采用壓阻式壓力傳感器測(cè)量風(fēng)洞前室總壓p0、噴流總壓pj0、模型表面靜壓p，傳感器精度優(yōu)于8‰。專門(mén)研制的環(huán)式3分量天平，靜校精度優(yōu)于4‰。

試驗(yàn)狀態(tài)：來(lái)流馬赫數(shù)為4；噴流壓比為195；迎角為－23°、0°。

3 噴流干擾流場(chǎng)

3.1 流場(chǎng)結(jié)構(gòu)

噴流干擾流場(chǎng)結(jié)構(gòu)包括模型頭部激波、分離激波、噴流弓形激波、馬赫盤(pán)和再附激波等等，圖2給出了噴流干擾的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。

無(wú)噴流場(chǎng)照片中（圖2（a）），因?yàn)槟Ｐ屯饬鲌?chǎng)未受到干擾，頭部激波在模型上下兩側(cè)對(duì)稱分布。

單噴工作時(shí)，噴流上游產(chǎn)生分離區(qū)和分離激波，并向模型頭部延伸（圖2（b））。噴流弓形激波與模型頭部激波發(fā)生干擾，在噴口的后上方形成λ波，使得頭部激波和噴流弓形激波的方向變化。出射的噴流運(yùn)動(dòng)方向背離模型，而來(lái)流會(huì)使噴流的運(yùn)動(dòng)方向改變，因此在噴口位置后可觀測(cè)到非常明顯的再附激波；由于模型是三維旋成體，所以分離激波在空間位置上可能達(dá)到模型下側(cè)，并對(duì)模型下側(cè)流場(chǎng)產(chǎn)生干擾［2］。

負(fù)迎角時(shí)噴流位于迎風(fēng)面位置，出射高度小，頭部激波與弓形激波干擾劇烈，交點(diǎn)在噴口后上方附近；并且由于來(lái)流作用，二者干擾后產(chǎn)生的激波又重新作用到模型上，形成復(fù)雜的干擾流場(chǎng)；從紋影圖像中看出，噴流上游的拓展不明顯，但下游低壓區(qū)在模型上延伸較遠(yuǎn)（超出紋影視窗之外）。噴流出射對(duì)背風(fēng)面流場(chǎng)干擾明顯。

圖2 噴流干擾流場(chǎng)Fig.2 Flow field of jet interference

三噴是在單噴之后等距位置增加了兩噴口，噴管尺寸和出口參數(shù)與單噴一致，噴流總推力較單噴增加兩倍，噴流之間存在著相互干擾。噴流推力增加導(dǎo)致噴流弓形激波角度增加；模型頭部激波和噴流弓形激波的交點(diǎn)較單噴前移。由于第一股噴流的抽吸引射作用，其下游壓力較來(lái)流時(shí)低，第二第三噴流的膨脹較第一噴流充分，并且噴流的出射高度逐漸增加，這也意味著靠后的噴流與來(lái)流的相互干擾不及第一股噴流劇烈。從紋影照片上看噴流后的再附激波位置較單噴后移，三噴干擾面積大于單噴干擾面積。

3.2 試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析

3.2.1 測(cè)壓試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析

各壓力曲線圖橫坐標(biāo)為測(cè)壓點(diǎn)所在母線各點(diǎn)距離頭部的長(zhǎng)度與底部直徑之比（X／D），縱向坐標(biāo)為試驗(yàn)測(cè)得噴流壓力與來(lái)流靜壓之比（p／pw）。

圖3（a）中0°迎角時(shí)，單噴流啟動(dòng)后，噴流上游分離區(qū)壓力增加（軸向距離3.2～4.32，增量在50%左右）；靠近噴口位置壓力突增（增加到10倍）；噴流下游壓力減少（軸向距離4.58～5.27，減少量60%左右）；隨后壓力逐漸升高，軸向距離5.79～5.96左右噴流再附，壓力較無(wú)噴增加；之后壓力恢復(fù)到無(wú)噴值。

圖3 單噴母線壓力分布Fig.3 Pressure distribution of single jet

－23°迎角時(shí)（圖3（b）），噴流位于迎風(fēng)面位置，與來(lái)流的干擾加強(qiáng)：上游高壓區(qū)面積減小，壓力在軸向距離4.17～5.09時(shí)增加，與0°迎角時(shí)形成高壓平臺(tái)不同，此時(shí)越靠近噴流壓力增加越多，峰值時(shí)增加到無(wú)噴的4倍。下游低壓區(qū)面積增加，軸向距離4.18～5.18處，噴流后壓力降低超過(guò)60%；軸向距離5.27～5.36，噴流再附導(dǎo)致表面壓力略高于無(wú)噴值；軸向距離進(jìn)一步增加時(shí)，噴流導(dǎo)致其下游壓力降低并向模型尾部拓展。

單噴時(shí)，隨迎角減小上游高壓區(qū)面積減小，下游低壓區(qū)面積增加。噴流下游會(huì)產(chǎn)生正方向的法向力，與噴流推力相反的力量，不利于噴流控制，迎角減小時(shí)，這種不利影響增加。

同一母線上的三噴流同時(shí)啟動(dòng)、0°迎角時(shí)（圖4（a）），第一噴流上游形成高壓區(qū)，其軸向距離大小、壓力值都與單噴時(shí)基本一致。這意味著沿模型縱向布置方式的多噴流干擾對(duì)上游高壓區(qū)的影響很小。

圖4 三噴母線壓力分布Fig.4 Pressure distribution of tri－jet

第二噴流和第三噴流在各自上游產(chǎn)生較小的壓力峰值，這與位于第一噴流的低壓區(qū)有關(guān)。第二、第三噴流位于第一噴流尾部，與來(lái)流干擾較弱，造成壓力回升。軸向距離6.9～7.31處，噴流再附，由于三噴流同時(shí)作用，所以再附距離較單噴時(shí)距離頭部遠(yuǎn)（與紋影照片一致），且壓力值較單噴時(shí)大（單噴再附壓力約0.9，三噴再附壓力約1.2）。

－23°迎角時(shí)（圖4（b）），第一噴流上游壓力分布與單噴時(shí)一致；緊靠第二噴流和第三噴流的上游測(cè)壓點(diǎn)捕捉到壓力的增加（較無(wú)噴增加57%和29%）。三支噴流下游壓力均較無(wú)噴值降低。噴流的再附位于軸向距離6.54處，但壓力值仍然小于無(wú)噴值，其后壓力值較無(wú)噴更加減小，低壓區(qū)一直影響到模型尾部。

三噴流同時(shí)作用時(shí)，第一噴流上游的高壓區(qū)基本沒(méi)有影響，但大大增加了下游低壓區(qū)的面積，并降低了低壓區(qū)壓力值，這種變化會(huì)降低模型上的法向力值。

3.2.2 測(cè)力試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析

圖5給出了測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果。根據(jù)測(cè)壓試驗(yàn)數(shù)據(jù)的分析，負(fù)迎角時(shí)，噴流出射后，噴流干擾產(chǎn)生正的法向力，且隨噴流數(shù)目增加而增加，在圖5（a）中模型法向力較無(wú)噴增加，隨噴流數(shù)目增加也很好地證明了這一點(diǎn)。

圖5 測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果Fig.5 Results of force experiments

為衡量噴流干擾對(duì)噴流推力自身的影響，一般采用放大因子來(lái)表示。Fj為噴流自身推力，F(xiàn)i為噴流與來(lái)流的干擾作用在模型上的力。

噴流放大因子在－23°迎角時(shí)略大于0，即負(fù)迎角時(shí)噴流的控制力很大程度上被干擾效應(yīng)抵消；而0°迎角時(shí)略小于1，噴流控制力得以恢復(fù)。

如公式（1）所示，噴流的推力放大因子以噴流總推力為基準(zhǔn)看其變化量，由于三噴的總推力是單噴的三倍，因此反映到噴流推力放大因子時(shí)，三噴控制效率較單噴控制效率平穩(wěn)。

4 結(jié)束語(yǔ)

試驗(yàn)針對(duì)多噴口噴流所帶來(lái)的干擾流場(chǎng)結(jié)構(gòu)變化和噴口所在母線壓力變化進(jìn)行了研究，結(jié)果表明當(dāng)噴流數(shù)目增加時(shí)，噴流與來(lái)流的干擾與多個(gè)單噴的疊加完全不同。

（1）多噴流流場(chǎng)結(jié)構(gòu)較單噴流復(fù)雜，噴流之間存在干擾，第二第三噴流位于第一噴流下游，出口環(huán)境壓力低，所以出射高度較第一噴流高，對(duì)弓形激波干擾更大。

（2）單噴和多噴對(duì)上游高壓區(qū)的影響很小，這說(shuō)明，當(dāng)同一母線多噴啟動(dòng)時(shí)，下游噴流很難影響前面上游高壓區(qū)。多噴下游壓力較單噴下游壓力降低更多，且在模型上拓展更遠(yuǎn)，對(duì)模型干擾較大。

（3）在0°迎角和負(fù)迎角時(shí)，高壓區(qū)范圍隨迎角減小而減小，0°迎角時(shí)有壓力平臺(tái)，－23°迎角時(shí)高壓區(qū)內(nèi)壓力增加但影響面積減小；角度減小時(shí)，噴流低壓區(qū)面積增加，壓力減小，噴流控制效率降低。

致謝：本次試驗(yàn)得到了φ1m高超聲速風(fēng)洞各設(shè)備運(yùn)行人員的大力支持，他們?yōu)楸卷?xiàng)試驗(yàn)任務(wù)的順利完成付出了心血，在此謹(jǐn)致謝意！

［1］ROGER R P.The aerodynamics of jet thruster control for supersonic／hypersonic endo－interceptors：lessons learned［R］.AIAA－99－0804，1999.

［2］CASSEL L A.Applying jet interaction technology［J］.Journal of Spacecraft and Rockets，2003，40（4）：523－537.

［3］SRIVASTAVA B.Lateral jet control of a supersonic missile：computational and experiment comparisons［J］.Journal of Spacecraft and Rockets，1998，35（2）：140－146.

［4］TOMIOKA S，JACOBSEN L S，SCHETZ J A.Interaction between a supersonic airstream and a sonic jet injected through a diamond－shaped orifice［R］.AIAA 2000－0088.

［5］VITI V，WALLIS S，SCHETZ J A.Jet interaction with a primary jet and an array of smaller jets［J］.AIAA Journal，2004，42（7）：1358－1368.

［6］唐志共，徐翔，胥繼斌，等.高超聲速空氣動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)［M］.北京：國(guó)防工業(yè)出版社，2001.

徐 筠（1981－），女，四川巴中人，碩士。研究方向：高超聲速空氣動(dòng)力學(xué)，流動(dòng)顯示。通訊地址：中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心（621000），電 話：0816－2465873，E－mail：yongerne＠163.com

Experimental investigation on multi－jet interference

XU Yun，XU Xiang，WANG Zhi－jian，YAO Lai－h(huán)ui
（1.China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China；2.Beijing Institute of Electronic System Engineering，Beijing 100854，China）

One of the important purposes for lateral jet research is to understand and catch the rule of interaction between jet and coming flow，which aims at increasing jet control efficiency.Multi－jet on different cross－section is one way to increase the efficiency.Different from the single jet interaction，jets at the down flow will be influenced by the tail of upstream jets.Experiments including aerodynamic force measurement and pressure measurement were carried out inφ1mhypersonic wind tunnel of CARDC to investigate control efficiency changing with number of jets.A cone cylinder model was used as test model，and test jets were single jet and tri－jet lying on the same generating line.The results indicate that low pressure area of upstream jet will affect the jet interference of downstream jets，and when the number of jet increases，the interference of jets and coming flow is completely different from the superimposition of multiple single jet interference.

lateral jet control；hypersonic wind tunnel；force measurement；pressure measurement；jet interference

V211.24

A

1672－9897（2012）05－0013－04

2011－09－20；

2012－03－23