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。……