高速風洞尾支桿對模型底部流場干擾影響研究

北京航天長征飛行器研究所，北京 100076

風洞是根據相對運動原理和相似理論，人工產生和控制氣流，以模擬飛行器或物體周圍氣體的流動，并可度量氣流對物體的作用以及觀察物理現象的一種管道狀試驗設備。風洞試驗是航空航天飛行器氣動外形設計和氣動特性研究的重要手段之一。經過數十年的發展，風洞的試驗設計、流場品質和測量控制技術水平不斷提高，但是風洞支架干擾卻始終存在。

針對支架干擾問題，國內外科研院所開展了大量研究。國外的德國宇航中心（DLR）、日本宇宙航空研究開發機構（JAXA）、法國國家航天航空研究中心以及國內的中國空氣動力研究與發展中心、中國航空工業空氣動力研究院等都對支架干擾做了深入研究。這些研究主要針對亞音速和跨音速風洞試驗，而對超音速風洞試驗支架干擾影響的研究較少[1]。

文章采用CFD方法對超音速風洞試驗時帶尾支桿的模型進行數值仿真，研究尾支桿對模型底部流動的影響。

1 數值方法

采用Navier-Stokes方程作為流動控制方程，其積分形式如下：

式中：V為控制體體積；為守恒變量矢量；Ω為控制體表面；為通過表面Ω的凈通量矢量，包含黏性項和無黏項；為表面Ω的單位外法向矢量。

控制方程中的無黏通量項的離散采用AUSM格式，時間離散方法采用LU-SGS隱式時間推進格式，湍流模型采用SST湍流模型。此外，文章采用了當地時間步長、隱式殘值光順、多重網格技術等方法來加速計算收斂[2]。

2 計算模型及網格

文章所研究的試驗模型為高速升力體標模，模型全長400mm。該標模在中國空氣動力研究與發展中心FL-28風洞、FL-32風洞開展了超聲速氣動特性研究風洞試驗，試驗時通過尾支桿與風洞機構進行固連。試驗模型與尾支桿幾何模型如圖1所示[3]。

圖1 標模與尾支桿幾何模型

文章采用非結構混合網格對空間流場進行離散，標模與尾支桿的表面網格如圖2所示。同時，為了對比分析尾支桿對底部流動的影響，對無尾支桿模型進行了離散，如圖3所示。

圖2 標模與尾支桿表面網格

圖3 標模表面網格

3 結果分析

分別對上述兩種模型進行流場仿真，分析尾支桿對模型底部流場的干擾影響。計算狀態為馬赫數Ma=3.0、攻角α=1°、雷諾數Re(1/m)=3×107。

模型尾部空間流場如圖4所示。從圖4中可以看出，尾支桿的存在改變了模型尾部的空間流場結構，使底部流動變得更加復雜，從而改變模型底部壓強分布，進而影響模型風洞試驗測量的氣動特性的準度。模型底部壓強系數分布云圖如圖5所示。從圖5中可以看出，支桿的存在使得模型底部壓強系數增大，尤其是在靠近支桿的位置附近[4]。

圖4 模型尾部流場示意圖

圖5 模型底部表面壓強系數云圖

尾支桿的存在使標模底部的氣動力積分面積減小，因此采用面積平均等效的方法可獲取整個標模底部面積下的底部軸向力系數。有無尾支桿模型底阻系數對比情況如表1所示。從表1中可以看出，帶支桿模型底阻系數較小，比無支桿模型偏小約13.0%。

表1 底阻系數對比

對兩種模型馬赫數為3的不同攻角氣動特性進行仿真，分析尾支桿對模型底阻的干擾量隨攻角變化規律。有無支桿模型底阻系數隨攻角變化曲線如圖6所示。從圖6中可以看出，在攻角為0°時尾支桿對底阻系數的影響量最大，隨著攻角絕對值的增加，尾支桿對底阻系數的影響量逐漸減小[5]。

圖6 不同攻角下有無支桿模型底阻系數對比

4 結論

通過CFD方法對超聲速有無尾支桿模型進行氣動特性研究，可以得出以下主要結論：（1）尾支桿的存在改變了模型底部流動，影響風洞試驗測量準度；（2）帶尾支桿模型底阻系數偏小，在馬赫數為3、攻角為0°時比無支桿模型偏小約13.0%；（3）尾支桿對模型底阻系數的干擾量在攻角為0°時最大，且隨著攻角的增加，影響量逐漸減小。