多噴口噴流對側向噴流流場影響的風洞試驗研究

徐 筠，徐 翔，王志堅，姚來輝

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

多噴口噴流對側向噴流流場影響的風洞試驗研究

徐 筠1，徐 翔1，王志堅1，姚來輝2

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

側向噴流控制研究一個很重要的目的在于了解、掌握噴流與來流的干擾，尋找提高噴流控制效率的方法，不同截面多噴流同時工作便是其中一種。多噴流同時作用時，下游噴流會受到上游噴流的影響，與直接來流干擾現象不同，控制效率不同。針對這種情況，φ1m高超聲速風洞從測壓和測力兩方面進行了多噴口噴流對側向噴流控制影響的風洞試驗研究。試驗采用錐柱模型，噴管均位于同一母線上，噴管數目為單噴和三噴。結果表明：上游噴流的低壓區會影響下游噴流，當噴流數目增加時，噴流與來流的干擾與多個單噴的疊加完全不同。

側向噴流控制；高超聲速風洞；測力試驗；測壓試驗；噴流干擾

0 引 言

隨著航天飛行器的發展，側向噴流技術因其快速反應、機動靈活的特性，越來越多地應用到飛行器姿態和軌道控制中［1－2］。在稠密大氣層中飛行時，噴流與來流發生干擾，噴流改變了飛行器繞流環境，影響飛行穩定性和控制效率。因此研究RCS噴流對飛行器的干擾影響，對于準確預測噴流控制效率、確保飛行的穩定性、實現精確操縱和控制是至關重要的。

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］。當處于彈體不同截面的多噴流同時啟動時，位于下游的噴流會受到上游噴流影響，造成噴流干擾效應發生改變。因此，為了解多噴流同時工作時對模型的干擾，在φ1m高超聲速風洞進行了不同截面噴流對側向噴流控制影響的風洞試驗研究。

研究針對細長旋成體展開，從流場結構、壓力分布和氣動力變化等方面對多噴口噴流干擾進行了探討。

1 模擬方案

試驗模型采用雙錐頭部旋成體，長細比達11，尺寸數據均以底部直徑無量綱化。試驗中噴管組合為：單噴，噴管中心位于0°母線（負迎角時迎風面對稱子午線位置），距離頭部尖點4.4；三噴是在單噴后等間距增加兩個噴口，噴口間距離為0.5（見圖1）。測壓試驗在噴口所在母線上布置測壓點，并對噴口之間和上、下游的位置進行了加密，間距0.05；測力試驗采用與測壓試驗相同外形進行測量。

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

試驗采用常溫空氣作為冷噴流介質，模擬噴流發動機的內流場。主要模擬參數為噴流壓比和噴流動量比。在滿足外流條件、噴口出口幾何縮尺的條件下滿足γM2相等，推力系數相似［6］等。

2 試驗裝置與試驗狀態

試驗在中國空氣動力研究與發展中心（CARDC）的φ1m高超聲速風洞中進行，該風洞噴管出口直徑φ1m，運行時間30s。采用壓阻式壓力傳感器測量風洞前室總壓p0、噴流總壓pj0、模型表面靜壓p，傳感器精度優于8‰。專門研制的環式3分量天平，靜校精度優于4‰。

試驗狀態：來流馬赫數為4；噴流壓比為195；迎角為－23°、0°。

3 噴流干擾流場

3.1 流場結構

噴流干擾流場結構包括模型頭部激波、分離激波、噴流弓形激波、馬赫盤和再附激波等等，圖2給出了噴流干擾的流場結構。

無噴流場照片中（圖2（a）），因為模型外流場未受到干擾，頭部激波在模型上下兩側對稱分布。

單噴工作時，噴流上游產生分離區和分離激波，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。出射的噴流運動方向背離模型，而來流會使噴流的運動方向改變，因此在噴口位置后可觀測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到模型下側，并對模型下側流場產生干擾［2］。

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

圖2 噴流干擾流場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，其下游壓力較來流時低，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 試驗數據分析

3.2.1 測壓試驗數據分析

各壓力曲線圖橫坐標為測壓點所在母線各點距離頭部的長度與底部直徑之比（X／D），縱向坐標為試驗測得噴流壓力與來流靜壓之比（p／pw）。

圖3（a）中0°迎角時，單噴流啟動后，噴流上游分離區壓力增加（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，壓力較無噴增加；之后壓力恢復到無噴值。

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

－23°迎角時（圖3（b）），噴流位于迎風面位置，與來流的干擾加強：上游高壓區面積減小，壓力在軸向距離4.17～5.09時增加，與0°迎角時形成高壓平臺不同，此時越靠近噴流壓力增加越多，峰值時增加到無噴的4倍。下游低壓區面積增加，軸向距離4.18～5.18處，噴流后壓力降低超過60%；軸向距離5.27～5.36，噴流再附導致表面壓力略高于無噴值；軸向距離進一步增加時，噴流導致其下游壓力降低并向模型尾部拓展。

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

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

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生較小的壓力峰值，這與位于第一噴流的低壓區有關。第二、第三噴流位于第一噴流尾部，與來流干擾較弱，造成壓力回升。軸向距離6.9～7.31處，噴流再附，由于三噴流同時作用，所以再附距離較單噴時距離頭部遠（與紋影照片一致），且壓力值較單噴時大（單噴再附壓力約0.9，三噴再附壓力約1.2）。

－23°迎角時（圖4（b）），第一噴流上游壓力分布與單噴時一致；緊靠第二噴流和第三噴流的上游測壓點捕捉到壓力的增加（較無噴增加57%和29%）。三支噴流下游壓力均較無噴值降低。噴流的再附位于軸向距離6.54處，但壓力值仍然小于無噴值，其后壓力值較無噴更加減小，低壓區一直影響到模型尾部。

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

3.2.2 測力試驗數據分析

圖5給出了測力試驗結果。根據測壓試驗數據的分析，負迎角時，噴流出射后，噴流干擾產生正的法向力，且隨噴流數目增加而增加，在圖5（a）中模型法向力較無噴增加，隨噴流數目增加也很好地證明了這一點。

圖5 測力試驗結果Fig.5 Results of force experiments

為衡量噴流干擾對噴流推力自身的影響，一般采用放大因子來表示。Fj為噴流自身推力，Fi為噴流與來流的干擾作用在模型上的力。

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

如公式（1）所示，噴流的推力放大因子以噴流總推力為基準看其變化量，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，三噴控制效率較單噴控制效率平穩。

4 結束語

試驗針對多噴口噴流所帶來的干擾流場結構變化和噴口所在母線壓力變化進行了研究，結果表明當噴流數目增加時，噴流與來流的干擾與多個單噴的疊加完全不同。

（1）多噴流流場結構較單噴流復雜，噴流之間存在干擾，第二第三噴流位于第一噴流下游，出口環境壓力低，所以出射高度較第一噴流高，對弓形激波干擾更大。

（2）單噴和多噴對上游高壓區的影響很小，這說明，當同一母線多噴啟動時，下游噴流很難影響前面上游高壓區。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，對模型干擾較大。

（3）在0°迎角和負迎角時，高壓區范圍隨迎角減小而減小，0°迎角時有壓力平臺，－23°迎角時高壓區內壓力增加但影響面積減小；角度減小時，噴流低壓區面積增加，壓力減小，噴流控制效率降低。

致謝：本次試驗得到了φ1m高超聲速風洞各設備運行人員的大力支持，他們為本項試驗任務的順利完成付出了心血，在此謹致謝意！

［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.高超聲速空氣動力學試驗［M］.北京：國防工業出版社，2001.

徐 筠（1981－），女，四川巴中人，碩士。研究方向：高超聲速空氣動力學，流動顯示。通訊地址：中國空氣動力研究與發展中心（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－hui
（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