梁 杰，阎 超，李志辉，李绪国

（1．北京航空航天大学 航空科学与工程学院，北京 100191；2．中国空气动力研究与发展中心，四川 绵阳 621000）

0 引 言

飞行器在飞行过程中因机动需要快速改变飞行姿态或轨道，通常采用反作用控制系统（RCS）来实现，分布在飞行器表面不同位置的RCS发动机提供的推力完成俯仰、偏航和滚转等姿态变化以及轨道的转移［1］。RCS发动机工作时产生的喷流气体与周围气流发生相互作用，对推力和飞行器的压心位置会产生附加影响，并改变飞行器表面的热环境。在连续流区域，经过几十年持续的风洞试验和数值模拟研究［2－4］，对不同类型的喷流干扰及流动机理有了非常细致的了解。但在稀薄大气环境下，尤其是飞行器处于稀薄过渡流域时，由于连续介质假设失效，飞行器表面出现了滑移效应，喷流与前方边界层（粘性层）相互作用引起的流动分离和流场结构均出现了不同程度的变化。无论是地面风洞试验所用的相似准则，还是数值求解连续介质假设下的NS方程，都已无法满足精确模拟稀薄过渡流区横向喷流干扰特征的要求。另外，在高空稀薄气流中喷流会形成羽流，它所涉及的问题还包括对周围环境的污染［5］，影响目标的识别。在文献［6］中，我们详细研究了三维平板模型在不同的喷流压力比环境下音速喷流与稀薄大气干扰的流动规律，计算得到的干扰流场结构、流动分离特征和分离长度与低密度风洞辉光放电和油流测量结果有较好的一致性，确认了建立的直接模拟Monte Carlo（DSMC）算法的可靠性和计算精度。……