1、隨著科技的快速發(fā)展，傳統(tǒng)的舵面飛行器控制系統(tǒng)已經(jīng)無法實現(xiàn)高機動高效率的變軌需求。尤其在軍事領域，高速、大機動能力的巡航導彈對防空導彈提出了更高的要求。側向噴流控制屬于噴流反作用控制系統(tǒng)，是精確打擊和姿態(tài)調整的關鍵技術，其適用于全速域和全空域，具有響應快、效率高等特點，是飛行器在中高空進行姿態(tài)控制的重要手段。本文主要研究超聲速來流條件下層板式小尺度鼻錐側向噴流干擾流場，并對不同參數(shù)條件下干擾流場的變化進行數(shù)值分析。
　　本文首先對層

2、板式小尺度條件下鑲嵌式噴管內流動進行了設計和仿真，通過求解變截面基本方程和等熵關系式確定了噴管的設計原則；并證實了其在小尺度條件下產(chǎn)生超聲速流的可能性；同時分析了噴管厚度及來流總壓兩個參數(shù)對出口流速的影響，發(fā)現(xiàn)了其影響噴管流動的一般規(guī)律。
　　針對側向噴流的實際情況，在合理假設下建立側向噴流干擾流場的數(shù)學模型；采用k-ε湍流模型求解三維N-S方程為基本控制方程組，并用AUSM-DV型MUSCL差分格式處理對流通量項，用LU-SSO

3、R隱式格式對時間項進行離散。
　　首先在對不同出射角?條件下的干擾流場進行數(shù)值仿真后發(fā)現(xiàn)：負出射角條件下，分離激波將向上游移動，極大的提高噴流前高壓區(qū)的面積及壓力值，并產(chǎn)生馬赫盤，增大了噴流的正增益效果；但產(chǎn)生的再附壓縮波及弓形激波的強度也更強，使模型噴口附近的溫度場惡化。隨?角由負向正變化，放大因子逐漸減小，并最終轉向負增益效果，下游熱環(huán)境會有所改善。
　　其次通過改變噴流馬赫數(shù)及壓力比來研究噴流與球頭激波作用強度對干擾流

4、場的影響，研究表明：噴流與球頭脫體激波相互作用后，噴流自身的流動受到很大的壓制；而較好的熱防護噴流強度是在噴流突破邊界層作用但不與球頭脫體激波相互作用時，此時的側噴工質能夠對下游模型壁面起到降溫防熱的效果。通過調整噴口的位置來調整噴流與脫體激波及自由來流之間相互作用強度，再次驗證了將噴口設置在尾部，可以有效避免下游低壓區(qū)的負增益效果。
　　最后還對多噴流串并聯(lián)結構進行了對比研究，發(fā)現(xiàn)相同靜推力條件下并聯(lián)組合方式具有更好的負增益控制