高速风洞尾支杆对模型底部流场干扰影响研究

北京航天长征飞行器研究所，北京 100076

风洞是根据相对运动原理和相似理论，人工产生和控制气流，以模拟飞行器或物体周围气体的流动，并可度量气流对物体的作用以及观察物理现象的一种管道状试验设备。风洞试验是航空航天飞行器气动外形设计和气动特性研究的重要手段之一。经过数十年的发展，风洞的试验设计、流场品质和测量控制技术水平不断提高，但是风洞支架干扰却始终存在。

针对支架干扰问题，国内外科研院所开展了大量研究。国外的德国宇航中心（DLR）、日本宇宙航空研究开发机构（JAXA）、法国国家航天航空研究中心以及国内的中国空气动力研究与发展中心、中国航空工业空气动力研究院等都对支架干扰做了深入研究。这些研究主要针对亚音速和跨音速风洞试验，而对超音速风洞试验支架干扰影响的研究较少[1]。

文章采用CFD方法对超音速风洞试验时带尾支杆的模型进行数值仿真，研究尾支杆对模型底部流动的影响。

1 数值方法

采用Navier-Stokes方程作为流动控制方程，其积分形式如下：

式中：V为控制体体积；为守恒变量矢量；Ω为控制体表面；为通过表面Ω的净通量矢量，包含黏性项和无黏项；为表面Ω的单位外法向矢量。

控制方程中的无黏通量项的离散采用AUSM格式，时间离散方法采用LU-SGS隐式时间推进格式，湍流模型采用SST湍流模型。此外，文章采用了当地时间步长、隐式残值光顺、多重网格技术等方法来加速计算收敛[2]。

2 计算模型及网格

文章所研究的试验模型为高速升力体标模，模型全长400mm。该标模在中国空气动力研究与发展中心FL-28风洞、FL-32风洞开展了超声速气动特性研究风洞试验，试验时通过尾支杆与风洞机构进行固连。试验模型与尾支杆几何模型如图1所示[3]。

图1 标模与尾支杆几何模型

文章采用非结构混合网格对空间流场进行离散，标模与尾支杆的表面网格如图2所示。同时，为了对比分析尾支杆对底部流动的影响，对无尾支杆模型进行了离散，如图3所示。

图2 标模与尾支杆表面网格

图3 标模表面网格

3 结果分析

分别对上述两种模型进行流场仿真，分析尾支杆对模型底部流场的干扰影响。计算状态为马赫数Ma=3.0、攻角α=1°、雷诺数Re(1/m)=3×107。

模型尾部空间流场如图4所示。从图4中可以看出，尾支杆的存在改变了模型尾部的空间流场结构，使底部流动变得更加复杂，从而改变模型底部压强分布，进而影响模型风洞试验测量的气动特性的准度。模型底部压强系数分布云图如图5所示。从图5中可以看出，支杆的存在使得模型底部压强系数增大，尤其是在靠近支杆的位置附近[4]。

图4 模型尾部流场示意图

图5 模型底部表面压强系数云图

尾支杆的存在使标模底部的气动力积分面积减小，因此采用面积平均等效的方法可获取整个标模底部面积下的底部轴向力系数。有无尾支杆模型底阻系数对比情况如表1所示。从表1中可以看出，带支杆模型底阻系数较小，比无支杆模型偏小约13.0%。

表1 底阻系数对比

对两种模型马赫数为3的不同攻角气动特性进行仿真，分析尾支杆对模型底阻的干扰量随攻角变化规律。有无支杆模型底阻系数随攻角变化曲线如图6所示。从图6中可以看出，在攻角为0°时尾支杆对底阻系数的影响量最大，随着攻角绝对值的增加，尾支杆对底阻系数的影响量逐渐减小[5]。

图6 不同攻角下有无支杆模型底阻系数对比

4 结论

通过CFD方法对超声速有无尾支杆模型进行气动特性研究，可以得出以下主要结论：（1）尾支杆的存在改变了模型底部流动，影响风洞试验测量准度；（2）带尾支杆模型底阻系数偏小，在马赫数为3、攻角为0°时比无支杆模型偏小约13.0%；（3）尾支杆对模型底阻系数的干扰量在攻角为0°时最大，且随着攻角的增加，影响量逐渐减小。