高超聲速來流中的超聲速側向噴流與來流形成的干擾流場非常複雜，噴流在出口附近形成各種激波結構，同時與飛行器的外部流場產生的波繫結構發生干擾，使得各自的流場發生改變形成干擾流場，在噴口附近，還產生了分離流動和旋渦等一系列的複雜流動。
基本介紹
- 中文名：側向噴流
- 外文名：Lateral jet
- 影響因素：噴口數量、噴流壓力等
- 領域：航空航天
- 研究方法：搭建風洞實驗進行研究等
- 代表性試驗：“921-4”姿控系統噴流風洞實驗
簡介,意義,研究方法,發展史,
簡介
高超聲速來流中的超聲速側向噴流與來流形成的干擾流場非常複雜，噴流在出口附近形成各種激波結構，同時與飛行器的外部流場產生的波繫結構發生干擾，使得各自的流場發生改變形成干擾流場，在噴口附近，還產生了分離流動和旋渦等一系列的複雜流動。
目前的研究指出這種複雜的干擾流場是多種因素共同影響的結果，包括飛行器外形、來流參數、飛行馬赫數、飛行攻角、噴口位置、噴口數量、噴流壓力等。
意義
當噴流射入來流中時，噴流對流場產生複雜的干擾現象，干擾流場對飛行器產生附加的氣動力和氣動力矩，這對精確的姿態控制是不利的，準確預測干擾流場及其對飛行器氣動增益的影響，對於提高噴流控制的效率、保證飛行器在飛行過程中的穩定性具有極其重要的意義。因此目前關於側向噴流的研究主要是針對側向噴流干擾流場結構及其對飛行器的氣動增益特性展開的。主要有來流條件及飛行器的氣動外形對側向噴流流場的影響、與噴流有關的氣動布局對流場氣動力和氣動增益的影響、噴流介質的真實氣體效應和噴流的非定常效應。
研究方法
高超聲速流中的側噴流技術被廣泛的套用於超聲速攔截彈姿態控制、超燃衝壓發動機結構設計、電漿隱身技術等。
對於高超聲速飛行器側向噴流的機理研究，包括側向噴流干擾流場的結構、飛行器在飛行過程中受到的氣動力和啟動力矩問題及飛行過程中的熱力環境問題等主要是通過理論上的分析、搭建風洞實驗進行研究和採用 CFD 模擬飛行器飛行過程的數值計算這三種方式確定的。在實際的工程套用中，大多數的流體力學和空氣動力學問題的解析解是幾乎不能通過代數運算得到的。
發展史
國外在50年代開始了側向噴流干擾流場的機理研究，重點是針對其套用于飛行器的姿態控制方面。從50年代末到70年代中期，主要利用工程分析和風洞試驗的方法定性研究橫向噴流干擾的作用機理以及干擾流場的的構型。從80年代末開始，隨著先進反導武器和新型天地往返運輸器的發展，側向噴流的研究越顯重要和迫切，此期間研究手段更加多樣，套用範圍更加廣泛。美國和俄羅斯對超聲速飛行器側向噴流的干擾流場進行了深入的實驗研究，並且對噴流與超來流的干擾建立了資料庫。側向噴流套用十分廣泛同時干擾效應的機理又十分複雜，國內外一直在持續的進行投入和研究，AGARD組織將超聲速飛行器的側向噴流干擾效應機理研究及其套用列為解決飛彈空氣動力學所面臨的重大問題的關鍵技術之一。近年來美國開發出了軟體PARCH，用於飛彈的側向噴流干擾流場模擬，該軟體能夠求解苛刻條件下複雜外形的流場，包括多噴流、發動機熱噴、噴流—舵面干擾、強粘性干擾、湍流等。
側向噴流
國內對飛行器的側向噴流干擾效應的研究工作開展得比較早，具有代表性的是“921-4”姿控系統噴流風洞實驗，是在總裝29基地進行的。在側向噴流的數值模擬方面，國內的研究水平與國際較為接近，但多為流場機理的研究，深入計算和試驗的相對較少。
