李欣益，刘 伟，唐海敏，傅建明

(上海机电工程研究所，上海 201109)

0 引言

近年来，弹道导弹、超声速巡航导弹等高速目标的威胁日益增大。这类目标速度极快，一般都以超声速甚至高超声速在大气层中运动，导致防空导弹的拦截时间缩短，留给导弹末制导修正脱靶量的时间也被大大压缩，这对导弹的机动性、灵敏性提出了更高要求。传统空气舵控制的导弹对过载指令的响应速度为几百毫秒量级，滞后效应较严重，面对高速目标时，导弹响应速度需达到数十毫秒的量级，单纯采用空气舵控制的导弹难以有效减小脱靶量。而直接力控制的导弹对过载指令的响应速度可达10 ms量级，可满足防空导弹拦截高速目标的需求。

侧向喷流与来流相撞产生复杂的干扰流场。当喷流从飞行器表面喷出时，喷流本身会产生反作用力，和外流发生强烈碰撞后，会引起激波-边界层干扰、边界层分离、旋涡等复杂的流动现象，改变飞行器局部表面的压力分布，产生附加的力和力矩[1]，即产生气动干扰。

与常规气动力不同，侧向喷流气动干扰会随海拔高度(以下简称高度)的不同而发生显著变化。因此，为满足全空域使用轨控喷流的要求，必须提供不同高度下的喷流气动干扰数据。然而，受经费及研制周期的限制，往往只能对有限的高度进行喷流气动干扰计算，这就要求我们必须研究侧向喷流气动干扰随高度变化而发生变化的机理，从中发现规律，从而寻找到一种有效、可靠的插值方法，实现有限数据下不同空域的喷流气动干扰数据插值。……