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大气层内拦截弹侧向喷流控制技术研究

徐敏  
【摘要】: 横向喷流干扰效应研究在超声速/高超声速导弹总体设计和精确制导技术研究领域一直占有重要地位。本论文针对大气层内超声速/高超声速导弹采用姿态固体火箭发动机侧喷流控制技术的一些问题进行了研究。主要工作如下: 1.定常喷流数值计算技术研究。(1)采用三维积分形式N-S方程的中心有限体积离散方法,提出了改进的B-L湍流模型,进行了较大攻角弹体的气动特性计算和结果分析。(2)分别计算了单喷流和双喷流干扰流场。详细分析了流场结构和弹体表面压力分布特性,获得了一些有实用价值的结果。本论文设计的计算程序具有模拟物体表面存在大压力剃度和激波与湍流附面层存在强烈干扰情况下的复杂涡流场计算的能力。 2.非定常喷流数值计算技术研究。(1)推导了具有二阶精度的隐式时间推进格式。在原控制方程中引入伪时间导数项,对上/下对称逐次超松弛(LU-SSOR)格式进行了修正。进行了算例计算和分析。(2)将非定常空气动力学数值计算方法创造性地应用于姿态控制发动机瞬态流场计算。提出了瞬态喷流数值计算边界条件的建立方法。给出了更为详细的喷流瞬态干扰流场结构。发现了喷流瞬态干扰区扩散或缩小随时间改变的流场细节特性。提出了对瞬态喷流特性的一些新的看法。为非定常喷流特性研究开辟了一条新的研究途径。 3.喷流工程计算方法研究。利用动量定理和激波理论分析方法,提出了喷流等效体的概念,推导了等效体弓形激波方程。采用爆炸波原理建立了喷流区和喷流干扰区的气动压力计算模型。将高超声速面元法用于喷流流场计算,计算结果与试验结果大体一致。为飞行器设计初期的喷流气动特性计算提供了一种适用的计算手段。 4.喷流直接侧力控制技术研究。提出了瞬态喷流干扰因子概念,建立了稳态和瞬态喷流干扰因子数学模型。分析了喷流干扰因子随迎角变化的物理原因和瞬态干扰因子随燃烧室总压变化的特性。为飞行器姿态脉冲发动机喷流直接力控制提供了可供参考的控制力模型。 5.建立了包含喷流控制力的旋转火箭弹六自由度仿真模型和角稳定简控系统的数学模型,给出了喷流控制力方式。进行了数值仿真和落点精度分析。 6.建立了喷流喷射引起质量分布变化情况下的旋转火箭弹动力学模型,仿真分析了不同初始转速对火箭弹姿态角的影响。提出了旋转稳定脉冲修正导弹的角运动稳定性的一些设计思想。


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