基于小孔射流减弱大流量轨控喷流干扰的控制结构及方法与流程

本发明一种减弱大流量轨控喷流干扰的控制方法，属于流动控制。

背景技术：

1、喷流控制技术是通过喷流反作用力直接改变飞行器飞行轨迹或姿态的主动流动控制技术，具有响应速度快、不受空域和速域限制、控制精度高等优点。未来发展的高超声速飞行器，其飞行范围涉及低空到高空，覆盖稠密大气一直到稀薄大气环境。不同环境下气动力变化范围大，需使用大流量轨控发动机提供的直接力进行机动变轨，达到高精度与快响应的能力。

2、大流量轨控喷流干扰会产生很大的干扰力矩，国内外往往采用姿控发动机进行控制。但在某些条件下(如低空、高马赫数的飞行条件)轨控喷流干扰会产生很大的干扰力矩，姿控发动机控制能力很难进行飞行器的稳定控制，因此需要额外采用控制方法，进一步对干扰力矩进行控制。

技术实现思路

1、本申请解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种减弱大流量轨控喷流干扰的控制结构及方法，通过在飞行器模型迎风面合适的位置布置小孔射流，改变附近流场结构，能够减小轨控干扰影响，提高拦截导弹稳定性。

2、本申请提供的技术方案如下：

3、第一方面，提供了基于小孔射流减弱大流量轨控喷流干扰的控制结构，包括布置在飞行器模型上的多个小孔，飞行器模型包括从头部到尾部依次设置的锥段、直段和尾裙，小孔布置于直段的外表面，且小孔内有向外的射流。所述多个小孔沿着平行于飞行器模型轴线方向依次等距排列，飞行器模型上设置有喷口，多个小孔在飞行器模型上的轴向位置为：多个小孔的起始位置与喷口之间的距离l0满足：l0/d＝0.1-0.2，多个小孔的结束位置到直段和尾裙之间交界面的距离l2满足：l2/d＝0.2-0.3，其中，d代表飞行器模型尾裙直径。

4、在控制结构的一个可实现方式中，所述多个小孔在起始位置到结束位置之间的分布密度通过以下方式确定：小孔布置形式为等距排列，小孔之间的距离l1满足：l1/d＝0.05-0.15，其中，d代表飞行器模型尾裙直径。

5、在控制结构的一个可实现方式中，所述多个小孔在飞行器模型的周向分布位置与飞行器模型的再附线位置正对。

6、在控制结构的一个可实现方式中，所述再附线位置通过以下方法获得：

7、s1：建立飞行器模型；

8、s2：采用数值模拟方法获得飞行器模型的喷流干扰流场，并从喷流干扰流场中提取飞行器模型表面流线；

9、s3：利用飞行器模型表面流线图得到再附线位置。

10、在控制结构的一个可实现方式中，所述小孔的孔径满足d/d＝0.01～0.02，其中：d代表飞行器模型尾裙直径。

11、在控制结构的一个可实现方式中，所述小孔的推力f1满足：f1/f2＝0.0005～0.001，其中：f2代表飞行器轨控喷流推力。

12、第二方面，提供了基于小孔射流减弱大流量轨控喷流干扰的控制方法，基于上述任一所述的基于小孔射流减弱大流量轨控喷流干扰的控制结构进行控制，包括：当存在攻角时，在飞行器模型尾裙迎风面位置布置小孔，小孔射流进行干扰力控制。

13、在控制方法的一个可实现方式中，表征所述小孔射流控制效果的法向力控制效率η表示如下：

14、

15、其中：δcy射流代表施加小孔射流模型轨控喷流引起的法向力干扰，δcy代表无小孔射流模型轨控喷流引起的法向力干扰，

16、η＝0代表小孔射流无任何控制作用；

17、η>0代表小孔射流产生了不利控制；

18、-1<η<0代表小孔射流产生了有利控制，且η越小小孔射流产生的控制效率越高；

19、η＝-1代表小孔射流产生的法向力干扰完全抵消了喷流干扰流场的不利影响。

20、综上所述，本申请至少包括以下有益技术效果：

21、(1)、本发明提供一种减弱大流量轨控喷流干扰的控制方法，通过在飞行器模型迎风面的合适位置布置小孔射流，小孔射流在尾裙上诱导的局部高压提供俯仰力矩，能够减小轨控干扰影响，提高拦截导弹稳定性。

22、(2)、本发明通过优化设计确定小孔射流的布置位置在飞行器模型迎风面的表面流动分离线和再附线位置处，使得小孔射流阵列产生有利控制。

23、(3)、本发明与姿控发动机控制方法相比，小孔射流干扰更小，更容易实现控制。

技术特征：

1.基于小孔射流减弱大流量轨控喷流干扰的控制结构，其特征在于：包括布置在飞行器模型上的多个小孔，飞行器模型包括从头部到尾部依次设置的锥段、直段和尾裙，小孔布置于直段的外表面，且小孔内有向外的射流。

2.根据权利要求1所述的基于小孔射流减弱大流量轨控喷流干扰的控制结构，其特征在于：所述多个小孔沿着平行于飞行器模型轴线方向依次等距排列，飞行器模型上设置有喷口，多个小孔在飞行器模型上的轴向位置为：多个小孔的起始位置与喷口之间的距离l0满足：l0/d＝0.1-0.2，多个小孔的结束位置到直段和尾裙之间交界面的距离l2满足：l2/d＝0.2-0.3，其中，d代表飞行器模型尾裙直径。

3.根据权利要求2所述的基于小孔射流减弱大流量轨控喷流干扰的控制结构，其特征在于：所述多个小孔在起始位置到结束位置之间的分布密度通过以下方式确定：小孔布置形式为等距排列，小孔之间的距离l1满足：l1/d＝0.05-0.15，其中，d代表飞行器模型尾裙直径。

4.根据权利要求1所述的基于小孔射流减弱大流量轨控喷流干扰的控制结构，其特征在于：所述多个小孔在飞行器模型的周向分布位置与飞行器模型的再附线位置正对。

5.根据权利要求4所述的基于小孔射流减弱大流量轨控喷流干扰的控制结构，其特征在于，所述再附线位置通过以下方法获得：

6.根据权利要求1所述的基于小孔射流减弱大流量轨控喷流干扰的控制结构，其特征在于：所述小孔的孔径满足d/d＝0.01～0.02，其中：d代表飞行器模型尾裙直径。

7.根据权利要求1所述的基于小孔射流减弱大流量轨控喷流干扰的控制结构，其特征在于：所述小孔的推力f1满足：f1/f2＝0.0005～0.001，其中：f2代表飞行器轨控喷流推力。

8.基于小孔射流减弱大流量轨控喷流干扰的控制方法，其特征在于，基于权利要求1-7任一所述的基于小孔射流减弱大流量轨控喷流干扰的控制结构进行控制，包括：当存在攻角时，在飞行器模型尾裙迎风面位置布置小孔，小孔射流进行干扰力控制。

9.根据权利要求8所述的基于小孔射流减弱大流量轨控喷流干扰的控制方法，其特征在于：表征所述小孔射流控制效果的法向力控制效率η表示如下：

技术总结本发明涉及一种基于小孔射流减弱大流量轨控喷流干扰的控制结构及方法，通过在飞行器模型合适的位置布置小孔射流，小孔射流诱导的局部高压会改变模型表面压力分布和附近流场结果，从而减小轨控干扰影响，提高拦截导弹稳定性。通过在喷流干扰区布置小孔射流，使得干扰力的控制方法达到最优，本发明与姿控发动机控制方法相比，能量输入小，并且与来流干扰小，也可作为姿控发动机控制方法的一种补充。技术研发人员：张佳悦,马继魁,陈进,刘耀峰受保护的技术使用者：中国航天空气动力技术研究院技术研发日：技术公布日：2024/6/13