蘇楊，蔡國飆，*，舒燕，葉青，張明星，賀碧蛟

（1.北京航空航天大學(xué) 宇航學(xué)院，北京100083； 2.北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京100094；3.北京航天長征飛行器研究所，北京100076）

探測器完成地外天體表面任務(wù)后，起飛器負(fù)責(zé)攜帶相關(guān)設(shè)備脫離地外天體。起飛器在起飛過程中，發(fā)動(dòng)機(jī)噴出的羽流與起飛平臺表面作用后反向流動(dòng)至起飛器表面，會對起飛器產(chǎn)生明顯的氣動(dòng)力效應(yīng)。這一羽流導(dǎo)流氣動(dòng)力效應(yīng)會對起飛過程中起飛器產(chǎn)生力矩作用，對其姿態(tài)控制和保持產(chǎn)生影響，可能導(dǎo)致起飛器無法正常工作或者工作質(zhì)量下降。因此，對地外天體起飛過程中起飛器及起飛平臺可能受到的羽流導(dǎo)流氣動(dòng)力效應(yīng)進(jìn)行研究十分必要[1-2]。

目前成功實(shí)現(xiàn)月面起飛的國家只有美國和俄羅斯，由于相關(guān)數(shù)據(jù)的保密性，僅有少數(shù)文獻(xiàn)對Apollo登月艙下降級的凹碗型導(dǎo)流裝置的導(dǎo)流效果進(jìn)行研究[3]。國外對羽流導(dǎo)流效果研究方面多關(guān)注于大氣環(huán)境下火箭起飛過程，關(guān)注點(diǎn)主要集中于導(dǎo)流機(jī)構(gòu)受到的熱效應(yīng)及聲載荷影響等[4-8]。中國自2013年成功實(shí)現(xiàn)嫦娥三號探測器月面軟著陸及月面巡視以來，相繼開展了地外天體起飛羽流導(dǎo)流氣動(dòng)力熱效應(yīng)的實(shí)驗(yàn)研究和仿真研究。賀衛(wèi)東等[9-12]在高超聲速低密度風(fēng)洞中，利用氮?dú)鉃楣べ|(zhì)，設(shè)計(jì)了1 ∶10縮比模型的羽流導(dǎo)流實(shí)驗(yàn)，并對平板、凹槽和錐面的羽流導(dǎo)流機(jī)構(gòu)的導(dǎo)流效果進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)和仿真驗(yàn)證。張明星等[13]在真空羽流實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)中模擬了真空環(huán)境，針對起飛器與錐形導(dǎo)流機(jī)構(gòu)在不同距離、不同偏轉(zhuǎn)角度工況下起飛器受到的羽流導(dǎo)流氣動(dòng)力效應(yīng)開展縮比實(shí)驗(yàn)研究，并與仿真結(jié)果進(jìn)行了對比。張萃等[14]對導(dǎo)流機(jī)構(gòu)受到羽流沖擊后的熱載荷進(jìn)行了分析。雖然研究人員對地外天體起飛羽流導(dǎo)流效應(yīng)進(jìn)行了相關(guān)的縮比實(shí)驗(yàn)研究和仿真研究，但是對大尺寸起飛器所受到的羽流導(dǎo)流氣動(dòng)力效應(yīng)研究并不充分。此外，由于受到著陸過程振動(dòng)或天體表面不平整影響，起飛器在起飛平臺表面可能存在初始偏角，或在起飛過程中需要進(jìn)行姿態(tài)調(diào)整。因此，起飛器起飛過程中，隨著上升距離和偏轉(zhuǎn)角度的改變，需對引起的羽流導(dǎo)流氣動(dòng)力效應(yīng)變化規(guī)律進(jìn)行深入研究。

本文利用計(jì)算流體力學(xué)/直接模擬蒙特卡羅（CFD/DSMC）耦合方法[15-17]，對圓錐導(dǎo)流結(jié)構(gòu)作用下，地外天體起飛過程中起飛器受到的羽流導(dǎo)流氣動(dòng)力效應(yīng)進(jìn)行了研究，分析了不同上升距離以及偏轉(zhuǎn)角度條件下，起飛器受到的力矩變化規(guī)律，并對起飛過程中可能出現(xiàn)的現(xiàn)象及原因進(jìn)行了分析。

1 仿真模型

仿真模型如圖1所示，主體分為起飛器和起飛平臺。起飛器底部包含4個(gè)半球形機(jī)構(gòu)、弧形底板和一個(gè)主發(fā)動(dòng)機(jī)，主發(fā)動(dòng)機(jī)軸心通過起飛器幾何中心且與起飛器軸心重合，如圖2所示。該發(fā)動(dòng)機(jī)為雙組元發(fā)動(dòng)機(jī)，推進(jìn)劑為一甲基肼（MMH）/四氧化二氮（NTO）。起飛平臺包括一個(gè)圓錐導(dǎo)流結(jié)構(gòu)和平面。

上升距離D定義為發(fā)動(dòng)機(jī)出口距離起飛平面的高度，偏轉(zhuǎn)角度θ定義為以起飛器質(zhì)心為中心，沿著Ypc負(fù)方向進(jìn)行偏轉(zhuǎn)的角度。當(dāng)發(fā)生偏轉(zhuǎn)時(shí)，半球形機(jī)構(gòu)4靠近起飛平臺，半球形機(jī)構(gòu)2遠(yuǎn)離起飛平臺。如圖2所示。

本文主要針對不同上升距離D和偏轉(zhuǎn)角度θ條件下起飛器受到的羽流導(dǎo)流氣動(dòng)力效應(yīng)進(jìn)行數(shù)值模擬研究，具體工況位置如表1所示，其中D=200 mm，θ=3°和5°工況并未進(jìn)行計(jì)算，因?yàn)镈=200 mm 為起飛初始距離時(shí)，偏轉(zhuǎn)角度 θ不會過大。

2 仿真方法

CFD/DSMC耦合方法已經(jīng)成熟地應(yīng)用于羽流的研究中，在羽流的連續(xù)流區(qū)選用CFD方法進(jìn)行仿真，在稀薄流區(qū)采用DSMC方法進(jìn)行仿真研究。本文利用這一方法對地外天體起飛過程中起飛器受到的羽流導(dǎo)流氣動(dòng)力效應(yīng)進(jìn)行仿真研究。

2.1 CFD方法

本次研究中選用計(jì)算流體學(xué)仿真軟件Fluent作為CFD方法的求解器，對連續(xù)流區(qū)進(jìn)行仿真計(jì)算。Fluent采用基于密度的求解器，并選用SST k-ω模型計(jì)算湍流黏性系數(shù)，通量格式采用二階精度的Roe平均通量差分法（ROE-FDS），時(shí)間推進(jìn)采用下上三角矩陣對稱Gauss-Seidel方法（LUSGS）。

連續(xù)流邊界條件如圖3所示，計(jì)算目的是為稀薄流區(qū)DSMC提供參數(shù)條件，考慮到羽流流場下游不會影響上游，因此進(jìn)行連續(xù)流計(jì)算的模型中并未建立起飛器模型。在連續(xù)流計(jì)算過程中，所有偏轉(zhuǎn)角度θ=0°工況均采用二維軸對稱計(jì)算模型，所有偏轉(zhuǎn)角度θ不為0°的工況均采用三維計(jì)算模型。發(fā)動(dòng)機(jī)入口設(shè)為壓強(qiáng)入口，總壓為0.8 MPa，總溫為3040 K。發(fā)動(dòng)機(jī)壁面設(shè)置為無滑移絕熱壁面，導(dǎo)流機(jī)構(gòu)壁面為恒溫壁面（300 K）。

為了同時(shí)保證計(jì)算精度和計(jì)算效率，對網(wǎng)格的質(zhì)量進(jìn)行了評價(jià)，圖4為3種不同網(wǎng)格結(jié)果對比，其中黑色對應(yīng)200萬網(wǎng)格，紅色對應(yīng)350萬網(wǎng)格，藍(lán)色對應(yīng)500萬網(wǎng)格。從圖中可以看出，200萬網(wǎng)格計(jì)算結(jié)果與350萬網(wǎng)格的確存在一定差異，約為3.4%，而350萬網(wǎng)格與500萬網(wǎng)格計(jì)算結(jié)果無明顯差異，約為0.1%。結(jié)合計(jì)算能力，選取350萬網(wǎng)格即可得到滿意的網(wǎng)格質(zhì)量和計(jì)算效率。

圖3 CFD計(jì)算邊界條件Fig.3 Computing boundary conditions of CFD

2.2 DSMC方法

求解DSMC選用的軟件為北京航空航天大學(xué)自主研發(fā)的PWS軟件，這一軟件也已經(jīng)成功應(yīng)用于羽流的仿真研究中，其精度已經(jīng)經(jīng)過多次驗(yàn)證[18-19]。

DSMC計(jì)算所需入口邊界條件由CFD計(jì)算所得的結(jié)果選取，為了確保入口邊界有效，防止受到下游流場的干擾，入口邊界根據(jù)克努曾數(shù)Kn以及馬赫數(shù)Ma選取，保證Kn＜0.01，Ma＞1。DSMC入口邊界從CFD計(jì)算結(jié)果中選取三維網(wǎng)格坐標(biāo)、密度、壓強(qiáng)、溫度、速度、馬赫數(shù)和組分摩爾分?jǐn)?shù)等參數(shù)作為DSMC稀薄流計(jì)算邊界條件。

圖4 3種不同網(wǎng)格壓強(qiáng)結(jié)果對比Fig.4 Pressure comparison of three different grid results

圖5 DSMC計(jì)算邊界條件Fig.5 Computing boundary conditions of DSMC

稀薄流區(qū)仿真計(jì)算域如圖5所示，網(wǎng)格尺寸選擇為當(dāng)?shù)胤肿幼杂沙痰?/3，每個(gè)網(wǎng)格中粒子數(shù)不低于15個(gè)。計(jì)算過程中選取可變硬球模型（VHS）作為二體碰撞模型，并采用純擴(kuò)散氣表面相互作用模型來達(dá)到足夠的表面粗糙度。所有壁面均采用恒溫壁面（300 K），壁面熱適應(yīng)系數(shù)統(tǒng)一選取為1。

3 結(jié)果與分析

3.1 仿真校驗(yàn)

為了驗(yàn)證第2節(jié)所述計(jì)算方法的精度，對文獻(xiàn)[13]在真空羽流實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)中進(jìn)行的120 N雙組元發(fā)動(dòng)機(jī)縮比起飛器羽流效應(yīng)實(shí)驗(yàn)進(jìn)行了仿真計(jì)算，120 N發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室參數(shù)總壓為0.8 MPa，總溫為3 040 K。計(jì)算過程中，連續(xù)流區(qū)和稀薄流區(qū)的參數(shù)設(shè)置與本次計(jì)算參數(shù)一致，即連續(xù)流區(qū)發(fā)動(dòng)機(jī)壁面設(shè)置為無滑移絕熱壁面，導(dǎo)流機(jī)構(gòu)壁面為恒溫壁面（300 K）；稀薄流區(qū)計(jì)算過程中選取VHS作為二體碰撞模型，并采用純擴(kuò)散氣表面相互作用模型來達(dá)到足夠的表面粗糙度。所有壁面均采用恒溫壁面（300 K），壁面熱適應(yīng)系數(shù)統(tǒng)一選取為1。

利用上述方法計(jì)算得到的120 N發(fā)動(dòng)機(jī)羽流效應(yīng)結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對比，圖6為實(shí)驗(yàn)中起飛器底部壓強(qiáng)測點(diǎn)位置以及4條仿真對比曲線位置，圖7為實(shí)驗(yàn)結(jié)果與仿真結(jié)果對比，其中，s為圖6中各位置與中心點(diǎn)的平面距離，p為壓強(qiáng)。

圖7中，Line 1和Line 3曲線位于4個(gè)半球形機(jī)構(gòu)位置，壓強(qiáng)較高，仿真結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果偏差在10%左右，Line 2和Line 4曲線位于弧形底板位置，此處壓強(qiáng)較低，仿真結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果偏差在20%左右，這一偏差主要是由實(shí)驗(yàn)安裝誤差以及發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)與理想狀態(tài)的偏差導(dǎo)致的。

圖6 4條仿真曲線與實(shí)驗(yàn)壓強(qiáng)測點(diǎn)位置Fig.6 Four simulation curves and experimental pressure measuring point position

圖7 實(shí)驗(yàn)與仿真結(jié)果對比Fig.7 Comparison of experimental and simulation results

3.2 連續(xù)流場仿真結(jié)果

本文利用Fluent軟件對羽流連續(xù)流區(qū)進(jìn)行計(jì)算，針對18個(gè)計(jì)算工況，選取部分具有代表性的算例進(jìn)行流場分析。圖8為Case 1（200 mm，0°）和Case 7（400 mm，0°）工況下羽流連續(xù)流區(qū)壓強(qiáng)云圖。

從對內(nèi)流場的計(jì)算結(jié)果中發(fā)現(xiàn)，當(dāng)上升距離D為200 mm時(shí)，由于導(dǎo)流裝置與噴管出口較近，導(dǎo)流裝置對噴管內(nèi)流動(dòng)產(chǎn)生較強(qiáng)的影響，發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)獠⑽赐耆珨U(kuò)張至發(fā)動(dòng)機(jī)出口，而是在發(fā)動(dòng)機(jī)擴(kuò)張段中間位置形成正激波，隨著上升距離D的增加，到達(dá)400 mm距離附近，正激波位置逐漸擴(kuò)張至發(fā)動(dòng)機(jī)出口。定義β為激波至發(fā)動(dòng)機(jī)喉部距離與發(fā)動(dòng)機(jī)擴(kuò)張段長度的比值；φ為計(jì)算得到的發(fā)動(dòng)機(jī)推力與額定推力的比值。β和φ與上升距離D的關(guān)系如圖9所示，可以看出，隨著上升距離D的增加，激波位置逐漸由發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部擴(kuò)張至發(fā)動(dòng)機(jī)外部；當(dāng)激波位于發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的推力較小，隨著激波位置外移，推力逐漸增大，并在激波到達(dá)發(fā)動(dòng)機(jī)出口后趨于穩(wěn)定。

圖8 連續(xù)流場壓強(qiáng)云圖Fig.8 Pressure contour of continuous flow field

圖9 β和φ隨上升距離的變化Fig.9 Variation ofβandφwith rising distance

3.3 稀薄流場仿真結(jié)果

羽流稀薄流場采用北京航空航天大學(xué)自主研發(fā)的PWS軟件進(jìn)行計(jì)算。針對18個(gè)計(jì)算工況，選取部分具有代表性的算例進(jìn)行流場分析。圖10為Case 5（300 mm，3°）和Case 13（500 mm，3°）流場云圖。對DSMC計(jì)算所得的稀薄流場云圖進(jìn)行分析可以看出，圓錐導(dǎo)流結(jié)構(gòu)的羽流導(dǎo)流效果較好，但仍有少部分羽流氣體返流至起飛器底面，尤其在半球形機(jī)構(gòu)表面形成局部高壓區(qū)域。

圖11為Case 5（300mm，3°）和Case 13（500mm，3°）起飛器底面云圖。從2組云圖中可看出，起飛器半球形機(jī)構(gòu)和弧形底板局部區(qū)域明顯受到羽流返流影響。

通過對羽流流場和起飛器底部云圖進(jìn)行分析，可以發(fā)現(xiàn)當(dāng)起飛器上升距離D較低，偏轉(zhuǎn)角度θ較小時(shí)，靠近起飛平臺的半球形機(jī)構(gòu)4和弧形底板受到羽流作用明顯（Case 5半球形機(jī)構(gòu)4），其表面壓強(qiáng)高于遠(yuǎn)離起飛平臺一側(cè)（Case 5半球形機(jī)構(gòu)2）；當(dāng)上升距離D達(dá)到一定值，并偏轉(zhuǎn)較大角度時(shí)，遠(yuǎn)離起飛平臺一側(cè)的半球形機(jī)構(gòu)2和弧形底板受到羽流作用明顯（Case 13半球形機(jī)構(gòu)2），其表面壓強(qiáng)高于靠近起飛平臺一側(cè)（Case 13半球形機(jī)構(gòu)4）。

圖10 稀薄流場壓強(qiáng)云圖Fig.10 Pressure contour of rarefied flow field

圖11 起飛器底面壓強(qiáng)云圖Fig.11 Pressure contour of bottom of ascender

3.4 起飛器所受力矩

本次仿真起飛器受到的沿Ypc方向的力矩結(jié)果如圖12所示。由于偏轉(zhuǎn)方向?yàn)閅pc負(fù)向，因此在上升距離D較低，偏轉(zhuǎn)角度較小時(shí)，力矩Typc為正值。從圖12（a）中可以看出，在偏轉(zhuǎn)角度 θ=0°時(shí)，起飛器受到的Ypc方向力矩基本為0 N·m，這主要是由于起飛器屬于對稱結(jié)構(gòu)；在偏轉(zhuǎn)角度θ=1°時(shí)，起飛器受到的Ypc力矩隨著上升距離D的增加首先為正向力矩，且逐漸減小，但是當(dāng)上升距離到達(dá)500 mm附近，力矩從正向轉(zhuǎn)向負(fù)向力矩，并逐漸負(fù)向增加；在偏轉(zhuǎn)角度 θ為3°和5°時(shí)，力矩規(guī)律與偏轉(zhuǎn)角度為1°時(shí)相似，在上升距離D為450 mm左右，力矩逐漸從正向力矩轉(zhuǎn)變?yōu)樨?fù)向力矩，然后隨著上升距離D的增加先負(fù)向增加，后負(fù)向減小。從圖12（b）中可以看出，上升距離D=200～400 mm時(shí)，Ypc方向的力矩隨著起飛器偏轉(zhuǎn)角度θ的增加而正向增大；但是當(dāng)上升距離D＞500 mm時(shí)，Ypc方向的力矩隨著起飛器偏轉(zhuǎn)角度θ的增加而負(fù)向增加。

圖12 Y pc方向力矩變化趨勢Fig.12 Torque variation trend of Y pc direction

由此可見，當(dāng)上升距離D和偏轉(zhuǎn)角度θ逐漸增加時(shí)，起飛器受到的力矩出現(xiàn)反向增加現(xiàn)象，由糾正偏轉(zhuǎn)力矩逐漸變?yōu)榧觿∑D(zhuǎn)的力矩。

3.5 仿真結(jié)果分析

圖13 Case 1工況下羽流密度場膨脹波和壓縮波示意圖Fig.13 Schematic diagram of expansion and compression waves of plume density field of Case 1

計(jì)算得到的壓強(qiáng)極值位置反向以及力矩反向現(xiàn)象可以通過流場流動(dòng)特點(diǎn)進(jìn)行解釋。圖13為Case 1（200 mm，0°）工況下連續(xù)流區(qū)和稀薄流區(qū)的羽流密度場云圖（ρ為羽流密度），從圖中可以看出，由于起飛器與起飛平臺結(jié)構(gòu)復(fù)雜，在羽流從噴管流出直至作用于起飛器的過程中，存在較為復(fù)雜的波系。在這一復(fù)雜的波系中，促使羽流作用于起飛器表面的主要為如下2點(diǎn)：①由于噴管內(nèi)壓強(qiáng)較高，從而在噴管出口附近形成的膨脹波；②羽流作用于圓錐導(dǎo)流結(jié)構(gòu)后產(chǎn)生的壓縮波。當(dāng)羽流經(jīng)過上述膨脹波和壓縮波后，速度大小和方向均會發(fā)生改變，如圖14所示。

圖14中，v為速度，l為羽流與起飛平臺作用位置距離起飛平臺軸線的距離，L為圓錐導(dǎo)流結(jié)構(gòu)底部半徑，α為羽流與起飛平臺作用后壓縮波與導(dǎo)流機(jī)構(gòu)表面形成的偏轉(zhuǎn)角度。圖15為Case 15（700 mm，0°）工況下馬赫云圖，從圖中可以看出羽流與著陸器表面作用位置即膨脹波與起飛平面作用位置，因此l選取方式較為明確，而壓縮波為曲面，α選取為羽流作用點(diǎn)與壓縮波曲面切線角度。

圖14 經(jīng)過壓縮波和膨脹波后的羽流速度變化Fig.14 Variation of plume velocity after expansion and compression waves

圖15 Case 15工況下l與α選取示意圖Fig.15 Schematic diagram of l andαselection under working condition of Case 15

在地外天體起飛的過程中，隨著起飛器上升距離D和偏轉(zhuǎn)角度θ的改變，l與α均隨之改變。偏轉(zhuǎn)過程中，靠近起飛器一側(cè)羽流與起飛平面作用位置始終在圓錐導(dǎo)流結(jié)構(gòu)上，導(dǎo)流效果較好。力矩反向等現(xiàn)象主要受到遠(yuǎn)離起飛器一側(cè)羽流流動(dòng)變化影響。圖16給出了遠(yuǎn)離起飛器一側(cè)羽流與起飛平臺作用點(diǎn)相對位置變化規(guī)律，其中l(wèi)/L為作用點(diǎn)位置與圓錐半徑的比值，當(dāng)l/L=1時(shí)，代表圓錐半徑位置。從圖16中可以看出，隨著上升距離D和偏轉(zhuǎn)角度θ的增加，遠(yuǎn)離起飛器一側(cè)的羽流作用點(diǎn)逐漸脫離錐面進(jìn)入平面內(nèi)。

圖17給出了遠(yuǎn)離起飛器一側(cè)壓縮波角度α變化規(guī)律，可以看出：D≤300 mm時(shí)，α隨著偏轉(zhuǎn)角度θ增加而減小；當(dāng)D =400～500 mm時(shí)，α隨著偏轉(zhuǎn)角度θ增加先減小后急劇增加，最后趨于平緩，這主要是由于隨著θ的增加，羽流作用點(diǎn)位置逐漸由圓錐導(dǎo)流結(jié)構(gòu)移動(dòng)至平面附近；當(dāng)D=700 mm附近，α隨著偏轉(zhuǎn)角度 θ增加逐漸增大，當(dāng)θ達(dá)到3°后逐漸降低，這主要是由于700 mm時(shí)，羽流作用點(diǎn)在1°時(shí)已經(jīng)位于圓錐邊緣位置附近，并且隨著θ增加逐漸遠(yuǎn)離圓錐。

圖16 遠(yuǎn)離起飛器一側(cè)羽流作用點(diǎn)相對位置變化規(guī)律Fig.16 Variation of relative position of plume impact point on the side far away from ascender

圖17 遠(yuǎn)離起飛器一側(cè)壓縮波角度α變化規(guī)律Fig.17 Variation of compression wave angleα on the side far away from ascender

通過上述分析可以發(fā)現(xiàn)，上升距離D的增加和偏轉(zhuǎn)角度θ的增加都將導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)羽流與導(dǎo)流機(jī)構(gòu)的作用點(diǎn)發(fā)生改變，尤其在距離起飛器較遠(yuǎn)距離一側(cè)，作用點(diǎn)在較大距離和角度下可能由圓錐表面移動(dòng)至平面，導(dǎo)致壓縮波角度α出現(xiàn)較大幅度增加，根據(jù)圖14所示羽流速度變化與角度α的關(guān)系，可以看出α較大時(shí)，羽流更容易返流至起飛器底面，從而形成壓強(qiáng)極值位置反向以及力矩反向等現(xiàn)象。

4 結(jié) 論

本文利用CFD/DSMC耦合的方法，對圓錐導(dǎo)流結(jié)構(gòu)作用下，地外天體起飛過程中起飛器受到的羽流導(dǎo)流氣動(dòng)力效應(yīng)進(jìn)行了研究。分析了不同的上升距離和偏轉(zhuǎn)角度情況下，起飛器可能受到的羽流導(dǎo)流氣動(dòng)力影響，得到如下結(jié)論：

1）當(dāng)上升距離較低時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)鈺趪姽軘U(kuò)張段中部形成正激波，無法完全擴(kuò)散至噴管出口，發(fā)動(dòng)機(jī)推力較小，隨著上升距離的增加，激波位置逐漸移至發(fā)動(dòng)機(jī)噴管出口外，推力增加并趨于穩(wěn)定。

2）起飛器底部受到羽流返流影響較嚴(yán)重區(qū)域隨著上升距離和偏轉(zhuǎn)角度的增加逐漸從靠近起飛平臺一側(cè)變?yōu)檫h(yuǎn)離起飛平臺一側(cè)。

3）隨著上升距離和偏轉(zhuǎn)角度的增加，起飛器受到的羽流導(dǎo)流氣動(dòng)力矩發(fā)生方向的轉(zhuǎn)變，如在負(fù)向偏轉(zhuǎn)角度下，由最初的正向力矩逐漸轉(zhuǎn)變?yōu)樨?fù)向力矩。

4）通過對羽流流場中壓縮波和膨脹波的位置變化及其對羽流流動(dòng)影響進(jìn)行分析，發(fā)現(xiàn)力矩反向等現(xiàn)象產(chǎn)生的原因?yàn)榘l(fā)動(dòng)機(jī)羽流與起飛平臺的作用點(diǎn)從圓錐導(dǎo)流結(jié)構(gòu)表面移動(dòng)至平面，從而使起飛平臺表面壓縮波角度增加，羽流作用于起飛平臺后的流動(dòng)方向由貼近起飛平臺向側(cè)面流動(dòng)急劇轉(zhuǎn)變?yōu)榉磸椫疗痫w器底面方向流動(dòng)。

研究結(jié)果指出了地外天體起飛過程中圓錐導(dǎo)流結(jié)構(gòu)可能引起的羽流效應(yīng)影響，為后續(xù)的研究及設(shè)計(jì)工作提供有效的參考。根據(jù)仿真結(jié)果，建議在起飛過程中，利用額外姿控發(fā)動(dòng)將起飛器姿態(tài)控制在偏角較小范圍內(nèi)。