側(cè)向噴流意義

當噴流射入來流中時，噴流對流場產(chǎn)生復(fù)雜的干擾現(xiàn)象，干擾流場對飛行器產(chǎn)生附加的氣動力和氣動力矩，這對精確的姿態(tài)控制是不利的，準確預(yù)測干擾流場及其對飛行器氣動增益的影響，對于提高噴流控制的效率、保證飛行器在飛行過程中的穩(wěn)定性具有極其重要的意義。因此目前關(guān)于側(cè)向噴流的研究主要是針對側(cè)向噴流干擾流場結(jié)構(gòu)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(cè)向噴流流場的影響、與噴流有關(guān)的氣動布局對流場氣動力和氣動增益的影響、噴流介質(zhì)的真實氣體效應(yīng)和噴流的非定常效應(yīng)。

高超聲速來流中的超聲速側(cè)向噴流與來流形成的干擾流場非常復(fù)雜，噴流在出口附近形成各種激波結(jié)構(gòu)，同時與飛行器的外部流場產(chǎn)生的波系結(jié)構(gòu)發(fā)生干擾，使得各自的流場發(fā)生改變形成干擾流場，在噴口附近，還產(chǎn)生了分離流動和旋渦等一系列的復(fù)雜流動 。

目前的研究指出這種復(fù)雜的干擾流場是多種因素共同影響的結(jié)果，包括飛行器外形、來流參數(shù)、飛行馬赫數(shù)、飛行攻角、噴口位置、噴口數(shù)量、噴流壓力等。

高超聲速流中的側(cè)噴流技術(shù)被廣泛的應(yīng)用于超聲速攔截彈姿態(tài)控制、超燃沖壓發(fā)動機結(jié)構(gòu)設(shè)計、等離子體隱身技術(shù)等。

對于高超聲速飛行器側(cè)向噴流的機理研究，包括側(cè)向噴流干擾流場的結(jié)構(gòu)、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(huán)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采用 CFD 模擬飛行器飛行過程的數(shù)值計算這三種方式確定的。在實際的工程應(yīng)用中，大多數(shù)的流體力學(xué)和空氣動力學(xué)問題的解析解是幾乎不能通過代數(shù)運算得到的。

國外在50年代開始了側(cè)向噴流干擾流場的機理研究，重點是針對其應(yīng)用于飛行器的姿態(tài)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(gòu)型。從80年代末開始，隨著先進反導(dǎo)武器和新型天地往返運輸器的發(fā)展，側(cè)向噴流的研究越顯重要和迫切，此期間研究手段更加多樣，應(yīng)用范圍更加廣泛。美國和俄羅斯對超聲速飛行器側(cè)向噴流的干擾流場進行了深入的實驗研究，并且對噴流與超來流的干擾建立了數(shù)據(jù)庫。側(cè)向噴流應(yīng)用十分廣泛同時干擾效應(yīng)的機理又十分復(fù)雜，國內(nèi)外一直在持續(xù)的進行投入和研究，AGARD組織將超聲速飛行器的側(cè)向噴流干擾效應(yīng)機理研究及其應(yīng)用列為解決導(dǎo)彈空氣動力學(xué)所面臨的重大問題的關(guān)鍵技術(shù)之一。近年來美國開發(fā)出了軟件PARCH，用于導(dǎo)彈的側(cè)向噴流干擾流場模擬，該軟件能夠求解苛刻條件下復(fù)雜外形的流場，包括多噴流、發(fā)動機熱噴、噴流—舵面干擾、強粘性干擾、湍流等。

國內(nèi)對飛行器的側(cè)向噴流干擾效應(yīng)的研究工作開展得比較早，具有代表性的是“921-4”姿控系統(tǒng)噴流風洞實驗，是在總裝29基地進行的。在側(cè)向噴流的數(shù)值模擬方面，國內(nèi)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。

噴流式冷卻塔。為美國貝爾其莫爾·艾爾科伊爾（BaitoreAirced）公司所設(shè)計。熱水通過壓力噴嘴噴向塔內(nèi)，成為散開的噴流體，同時將大量空氣帶入塔內(nèi)，熱水通過蒸發(fā)和接觸傳熱將熱量傳給空氣，冷卻后的水落人集水池，空氣通過收水器后排出。這種塔不用填料和風機，因而沒有風機噪聲。處理水量可從每小時幾噸到幾百噸。2100433B

側(cè)向約束(lateral restraint)是指路堤兩側(cè)坡腳設(shè)置阻止軟土擠出的工程措施。方法有打木樁、板樁、鋼筋混凝土樁或在兩側(cè)挖溝，用片石填砌成片石齒墻，用以阻止基底軟土從兩側(cè)擠出，保持路堤穩(wěn)定。適用于較薄軟土層，底部有堅硬土層的情況，特別適用于下臥巖層面具有橫向坡度的情況 。