飛翼布局高速風洞尾支干擾試驗修正技術研究

衣秉立，曾 凱，王世紅

（中國航空工業(yè)空氣動力研究院，遼寧沈陽 110034）

飛翼布局高速風洞尾支干擾試驗修正技術研究

衣秉立＊，曾 凱，王世紅

（中國航空工業(yè)空氣動力研究院，遼寧沈陽 110034）

飛翼布局飛行器模型往往具有尾部扁平的結構特點，進行高速風洞尾支測力時，尾部需要局部放大，由此帶來尾部畸變和尾支桿的氣動干擾，直接影響對巡航效率、焦點位置以及配平迎角的預測；另外，飛翼布局飛機為改善隱身特性，取消了平尾和垂尾，側力和偏航力矩量級比較小，模型尾部的局部變形必然會對飛機橫、航向試驗數(shù)據(jù)帶來不利影響。本文針對某飛翼布局模型，采用風洞試驗和CFD數(shù)值模擬相結合的手段，通過腹支撐作為輔助支撐的“兩步法”獲得了尾部畸變及尾支桿的縱、橫向支撐干擾影響。研究結果表明：該飛翼布局模型尾部畸變支撐縱、橫向支撐干擾修正結果合理、可靠，精準度較高；所建立的試驗與CFD相結合的研究方法可以用于類似布局的試驗數(shù)據(jù)修正。同時，發(fā)展的數(shù)值計算方法與風洞試驗有很好的一致性，已成功應用于某飛翼布局模型尾部支撐干擾修正，已具備工程使用價值。

高速風洞；飛翼；尾部畸變；支撐干擾；縱、橫向

0 引 言

近年來，國內針對飛翼布局開展了大量的研究工作，研究方向包括飛翼布局基本氣動特性研究、飛翼布局橫、航向控制方法研究、試驗與飛行數(shù)據(jù)相關性研究等，研究手段以風洞試驗為主。國外方面，美國和歐洲在X－48B（BWB布局）和SACCON的研制過程中［1］，除進行大量的穩(wěn)定性和操控性試驗外，還對高低速風洞試驗數(shù)據(jù)的相關性、風洞支撐干擾方面做了系統(tǒng)深入的研究［2－4］，目的是通過這種研究，建立完整的試驗方法以及風洞試驗數(shù)據(jù)的精準度評估方法，解決后續(xù)該布局形式飛機在研制中所面臨的關鍵氣動力試驗問題［5］。國內針對飛翼布局的開裂式方向舵、全動翼尖、噴流控制等若干問題開展了部分研究［6］。

無論何種支撐形式（磁懸浮方式除外）都會給風洞試驗帶來干擾［7］，國內外研究人員針對風洞試驗支撐干擾修正問題已經探索出許多工程修正方法，并積累了寶貴的經驗［8－11］。飛翼布局飛行器模型往往具有尾部扁平的結構特點，進行高速風洞尾支測力時，尾部需要局部放大，由此帶來尾部畸變和尾支桿的氣動干擾，直接影響對巡航效率、焦點位置以及配平迎角的預測。另外，飛翼布局飛機由于沒有垂直尾翼，偏航力矩量級比較小［12］，通常具有航向中性穩(wěn)定的特點，常規(guī)尾撐試驗時，尾支桿和模型尾部的局部變形相當于人為給模型增加了小垂尾，必然會對飛機橫、航向試驗數(shù)據(jù)帶來不利影響，其尾部畸變及支撐干擾往往對橫航向數(shù)據(jù)帶來“本質”性變化，尤其是對偏航力矩的準確測量和干擾修正，目前還沒有很好的試驗及修正辦法。

綜上所述，飛翼布局飛機，其安全性和經濟性的要求對風洞試驗數(shù)據(jù)精準度提出了更高的要求。因此，如何準確地測量并扣除支撐干擾是影響飛翼布局飛機風洞試驗質量的關鍵因素。

本文針對某飛翼布局模型，采用風洞試驗和CFD數(shù)值模擬相結合的手段，在不考慮二階干擾量及其他多階干擾量的前提下，通過腹支試驗→腹支＋假尾支試驗兩步法獲得某飛翼布局飛機尾部畸變及尾支桿的縱、橫向支撐干擾量，建立適合于飛翼布局飛機尾撐試驗支撐干擾的修正方法。

1 研究方法與設備

1.1 試驗設備與模型

1.1.1 風洞

FL－2風洞是一座直流暫沖下吹式亞、跨、超三聲速風洞，試驗段橫截面尺寸為1.2m×1.2m，風洞全長74m，配有0＃、1＃、2＃、3＃、4＃共5副噴管，其中0＃噴管為亞、跨聲速噴管，M數(shù)為0.4～1.2；1＃、2＃、3＃、4＃噴管為超聲速噴管，M數(shù)分別為1.515、1.816、2.021、1.66。亞、跨聲速試驗段插件的上、下壁板采用開閉比為22.5%的直孔壁板，沿氣流方向有0. 5°的擴開角，兩側為平行實壁；超聲速試驗段插件四壁皆為實壁。本期試驗在CTS試驗段插件（下壁板開槽）中進行，該試驗段插件的上、下壁板采用開閉比為22.5%的直孔壁板，沿氣流方向有0.5°的擴開角，兩側為平行實壁。

FL－2風洞常規(guī)試驗迎角變化由四連桿拖板機構來實現(xiàn)，側滑角變化由與風洞中部支架配合的多個橫向接頭（拐頭）來完成，迎角范圍α＝－15°～25°，側滑角范圍β＝－12°～12°。FL－2風洞還有一套腹撐系統(tǒng)，腹撐系統(tǒng)安裝在試驗段駐室內部，采用電機驅動，可實現(xiàn)迎角α＝－5°～25°的變化范圍。

1.2.2 模型

試驗模型氣動布局為飛翼布局，主要部件包括機身、機翼、機身后體。模型后體有三種方案，分別是圓噴管后體、真實后體和畸變后體（見圖1）。更換機身內的鋼套可實現(xiàn)模型的尾支與腹支變換。

圖1 不同模型后體方案Fig.1 Different configurations of after－body

1.2 支撐系統(tǒng)研制

根據(jù)國內外飛翼布局飛機風洞試驗支撐的經驗，結合FL－2風洞的結構特點，采用尾支撐方式為基本支撐，前位腹支做為輔助支撐，扣除尾部畸變和尾支桿的縱橫向氣動干擾（忽略多階干擾）。

試驗“兩步法”扣除支撐干擾的前提是主支撐與輔助支撐間的二次干擾量及其他多階干擾量是相對小量［13］。在前期支撐系統(tǒng)設計階段，為減小尾支與腹支間的二次干擾，在滿足強度、剛度和走線空間的要求前提下，通過數(shù)值模擬和有限元分析，對腹支桿的相對厚度、軸向支撐位置、葉片剖面形狀以及支撐后掠角等參數(shù)進行了優(yōu)化，確定了既滿足強度、剛度的要求，又具有二次干擾小的腹支方案。

假尾支模擬方面，通過一段“小彎臂”將假尾支桿與腹支撐機構固連，假尾支桿軸向位置可以調節(jié)。假尾支支架距離模型尾部距離大于8倍模型尾部直徑，盡量減小假尾支支架的遠場影響。

腹支帶與不帶假尾支橫向試驗時，為減小腹支桿對全機的氣動干擾，變側滑角時，腹支桿和“小彎臂”相對來流無夾角，通過更換變β接頭來實現(xiàn)模型及假尾支桿的側滑角變化。圖2給出了腹支模型帶與不帶假尾支示意圖。

圖2 腹支模型帶與不帶假尾支示意圖Fig.2 The diagram of ventral strut with dummy rear sting on／off

1.3 試驗原理和方法

1.3.1 試驗原理

常規(guī)風洞試驗中的支撐干擾主要由兩部分構成，一部分為“遠場干擾”［14］，通常指中部支架的存在對試驗段模型區(qū)的流場影響，這部分影響一般可通過流場校測得到軸向靜壓梯度，進而通過“浮阻”修正予以扣除，該方法較成熟，這里不作討論；另一部分為“近場干擾”，“近場干擾”較為復雜，有支撐空間要求，帶來的模型局部失真，有支桿對模型局部的整流作用帶來的模型局部繞流變化，還有某些支撐形式的遠場部分對模型氣動力的影響（例：Z－Sting的直支桿部分）［15］。本文重點研究尾部支撐近場干擾。

本文以前位腹支為輔助支撐，開展飛翼布局飛機尾支撐縱、橫向支撐干擾研究。為了得到尾部畸變和尾支桿本身對模型氣動力的干擾，在不考慮二次干擾量的前提下，通過尾部畸變模型腹支帶假尾支試驗—尾部原型模型腹支試驗“兩步法”獲得尾部畸變支撐的干擾量，并將其扣除，從而得到所需的干凈模型氣動力。其中尾支試驗（尾部畸變）為主支撐獲得基本數(shù)據(jù)，前位腹支為輔助支撐（尾部原型）。

本期試驗中不同支撐方式得到的縱、橫向氣動力系數(shù)可以近似用下式描述：

式中，F(xiàn)氣動力為干凈模型氣動力，ΔF尾部畸變＋尾支桿、ΔF尾部畸變＋假尾支、ΔF腹支桿、ΔF小彎臂分別代表尾部畸變＋真尾支桿干擾量、尾部畸變＋假尾支桿干擾量、腹支干擾量和假尾支“小彎臂”對模型的遠場干擾量。

如果可以忽略組合支撐間二次干擾，且ΔF尾部畸變＋尾支桿＝ΔF尾部畸變＋假尾支、ΔF小彎臂≈0成立，則有：

1.3.2 試驗方法

試驗側滑角β為0°、±3°，試驗迎角為－2°～10°，試驗M數(shù)為0.6～0.85，試驗Re數(shù)為4.8×106～6.2×106（特征長度取模型平均氣動弦長），模型附面層模擬采用自由轉捩。試驗結果進行了模型自重修正、天平安裝γg角修正、天平和支桿彈性角修正、底阻修正和兩心距修正。表1以表格的形式給出了試驗方案。

表1 試驗方案Table 1 Test project

分別以圓噴管后體模型和真實后體模型作為干凈模型，以Fi代表干凈模型氣動力系數(shù)，以FA～G代表不同的模型－支撐組合狀態(tài)的試驗結果，則有：

1.4 計算方法

本文采用中航氣動院CFD技術室自主開發(fā)針對航空領域的UNSMB數(shù)值計算平臺求解全湍流場。UNSMB采用混合網(wǎng)格技術和有限體積方法，以Euler方程或N－S方程加湍流模型作為主控方程，用于求解定常和非定常流動的流場。無粘通量差分格式包括通量矢量分裂和通量差分分裂格式，粘性通量空間離散格式主要有完全迎風格式、Frommer格式、中心格式和三階迎風偏置格式。為了加速收斂，UN－SMB解算器使用了多重網(wǎng)格技術、隱式殘值光順等數(shù)值處理技術。

本文采用包含黏性項的N－S方程，空間離散采用經典的Jameson中心差分加人工粘性，時間推進采用TVD型的顯式三步Runge－Kutta推進，Ma、Re數(shù)與試驗狀態(tài)保持一致，湍流模型為兩方程k－ωSST模型，可視情況使用多重網(wǎng)格以及調節(jié)粗網(wǎng)格黏度系數(shù)等來加速收斂。

計算網(wǎng)格由ICEM CFD生成六面體結構網(wǎng)格，空間網(wǎng)格為H型，近壁面采用O型網(wǎng)格加密，物面第一層網(wǎng)格高度取模型特征長度的10×10－6倍，并在調試計算時對物面Y＋進行檢查。經過網(wǎng)格收斂性分析，最終確定各計算模型網(wǎng)格規(guī)模。由于支撐干擾量，尤其是二次干擾量的量級通常較小，不同計算網(wǎng)格之間除必須更改的區(qū)域外，其他地方均保持網(wǎng)格點分布基本一致，以最大程度降低網(wǎng)格影響。

2 計算結果及分析

2.1 組合支撐二次干擾評估

風洞試驗中的鏡像法有一個前提，就是二階干擾量和其它高階干擾量與一階干擾量相比是小量，即做組合支撐扣除干擾時，必須排除兩種支撐間的二次干擾問題，否則無法準確地扣除支撐干擾。

設計、計算4種模擬狀態(tài)：全機模型帶腹支撐（a），全機模型帶腹支撐＋尾支撐（b）、全機模型帶尾支撐（c）、全機模型自由流狀態(tài)（d）。前兩種狀態(tài)與風洞試驗狀態(tài)對應，根據(jù)ΔF＝Fb－Fa得到包含二次干擾量的尾部畸變支撐干擾；后兩種狀態(tài)是理想的試驗狀態(tài)，可以得到沒有二次干擾的修正量ΔF′＝Fc－Fd。通過ΔF－ΔF′則得到組合支撐時的二次干擾量。

表2、表3分別給出了M＝0.8時的縱、橫向二次干擾CFD計算結果。可以看到，在α＝－2°～8°范圍內，二次干擾量與高速風洞常規(guī)測力試驗精度指標總體上處于同一數(shù)量級，即該方案在中小迎角下可以忽略二次干擾影響，符合1.3.1節(jié)中的假設。

表2 縱向二次干擾計算結果（M＝0.8）Table 2 The CFD results of longitudinal adjunctive interference（M＝0.8）

表3 橫向二次干擾計算結果（M＝0.8）Table 3 The CFD results of lateral adjunctive interference（M＝0.8）

2.2 假支撐模擬效果評估

成熟的假支撐模擬技術是支撐干擾試驗修正的關鍵［16］，為確保結構的剛度與運動的同步性，假尾支通過一段“小彎臂”與腹支桿底座連接，為減小“小彎臂”對全機氣動力的干擾，在滿足強度、剛度的要求前提下，盡可能縮小其尺寸并遠離模型（等直段厚0.015 m）。為保證假支撐模擬真實性，真、假支架外型尺寸和相對位置保持一致。圖3給出了假尾支桿結構示意圖。

表4給出了組合支撐狀態(tài)下，M＝0.8、α＝－2°～8°時，“小彎臂”對模型遠場影響的計算結果。

圖3 假尾支桿結構示意圖Fig.3 The diagram of dummy rear sting configuration

表4 “小彎臂”對全機氣動力影響Table 4 Interference of the“tiny support”

圖4給出了M＝0.8、α＝2°，有、無“小彎臂”時對稱面流線及壓力云圖。

由圖4可以看出，“小彎臂”對其附近流場影響較大，產生了分離等復雜流動，但它對模型附近的影響很小，表4所展示的數(shù)據(jù)也表明了這一點。由于它對縱向3個氣動力和力矩系數(shù)的影響量均遠小于高速風洞常規(guī)測力試驗精度合格指標，說明在工程上忽略“小彎臂”對模型的遠場干擾是可行的。

圖4 對稱面流線及壓力云圖Fig.4 Streamline and pressure contour on symmetry of the test system

3 試驗結果及分析

試驗“兩步法”得到的支撐干擾量存在試驗誤差累加的影響，直接使用可能會帶來偏差，為了排除試驗誤差對氣動規(guī)律識別的影響，本文在給定的試驗誤差范圍內，采用5階多項式擬合的方法對試驗數(shù)據(jù)進行了光順處理。

3.1 圓噴管后體模型尾支干擾特性

圖5給出了M＝0.8，α＝2°、β＝0°時，圓噴管后體模型有無尾支桿的壓力分布云圖，圖6給出了風洞試驗和CFD計算得到的圓噴管后體模型尾支桿縱向干擾結果。

圖5 模型后體壓力分布云圖及流線圖（M＝0.8，α＝2°）Fig.5 Streamline and pressure contour of the rear－body（M＝0.8，α＝2°）

由圖6可以看出，由于計算角度較少，其尾支干擾量更加線性，但二者在大部分角度下吻合較好。

由于尾支桿的整流體積效應，使模型底部軸向流速比無尾支桿時小，形成了沿軸向的逆壓梯度，使全機阻力減小。試驗結果也表明：尾支桿的存在使全機零阻減小10%～15%，經修正后，全機最大升阻比將降低7%左右。其中，當M＝0.6，在α＝－2°～8°范圍內，ΔCx在－0.001左右；M＝0.8、0.85，在α＝－2°～6°范圍內，阻力干擾量隨迎角近似線性增大，ΔCx在－0.001 3至－0.003 16。尾支桿對升力、俯仰力矩的影響主要作用在內側襟翼附近，由于二者空間位置緊湊，尾支桿的阻塞整流、誘導上洗與內側襟翼的繞流相互影響，干擾量隨迎角變化在M＝0.6、0.8時，變化平緩，在M＝0.85時，近似線性增大。

圖6 圓噴管后體模型尾支桿縱向干擾結果，β＝0°Fig.6 Rear sting interference on the longitudinal test results，β＝0°

圖7給出了圓噴管后體模型尾支桿橫向干擾結果。可以看到，在中、小迎角范圍，尾支桿對橫航向干擾很小，且隨迎角增大，干擾量也很小。因此，對于圓噴管后體模型尾支試驗，在中小迎角范圍，尾支桿對全機的橫航向干擾基本可以忽略［9］。

3.2 真實后體模型尾部畸變支撐干擾特性

圖8給出了真實后體模型尾部畸變支撐縱向干擾曲線。試驗結果表明，尾部畸變支撐，使全機升力減小，在α＝－2°～6°范圍內，對全機升力系數(shù)的影響呈負干擾，且隨迎角近似線性變化，量值在－0.006～－0.014；對全機的力矩干擾主要來源于模型后體升力的增量產生的抬頭力矩，量值在0.001～0.003 6；阻力方面，尾部畸變支撐使全機零阻減小6%～8%，隨迎角變化其干擾量為－0.000 3～－0.003，經修正后，全機最大升阻比降低7%左右。

圖7 圓噴管后體模型橫向尾支干擾結果，β＝±3°Fig.7 Rear sting interference on the lateral test results，β＝±3°

圖8 尾部畸變支撐縱向干擾結果，β＝0°Fig.8 Rear sting and distortion interference on the longitudinal test Results，β＝0°

圖9給出了真實后體模型尾部畸變支撐橫向干擾曲線?？梢钥吹?，尾部畸變支撐使全機側力靜導數(shù)減小90%，ΔCβz1量值在－0.000 4～0.000 1之間；對全機橫向靜安定性導數(shù)影響很小，ΔMβx1基本在－0.000 1以內；使全機航向靜安定性升高，其干擾量隨迎角變化近似線性減小，除個別迎角外，ΔMβy1基本在0.0001以內（干擾量占全機航向靜安定導數(shù)的50%左右）。

另外，本期試驗進行了M＝0.6，β＝0°、±3°真實后體畸變部分影響試驗（ΔF尾部畸變＝FF－FD），根據(jù)線性疊加原理，我們可以得到尾部畸變和尾支桿這兩部分對尾部畸變尾支整體干擾的貢獻。

圖9 尾部畸變支撐橫向干擾結果，β＝±3°Fig.9 Rear sting and distortion interference on the lateral test results，β＝±3°

圖10給出了M＝0.6、β＝0°尾部畸變支撐整體和局部（尾部畸變＋尾支桿、尾部畸變部分、尾支桿部分）對縱向氣動特性的影響。

尾部畸變部分和尾支桿對升力系數(shù)的干擾隨迎角變化平緩方向相反，量值分別為－0.01和0.002；尾部畸變部分和尾支桿對俯仰力矩系數(shù)的干擾規(guī)律與升力系數(shù)類似方向相反，量值分別為0.0 0 1 8和－0.000 8；尾部畸變部分對阻力系數(shù)的影響隨迎角變化呈負相關，在－2°＜α＜10°范圍，其干擾量為0.000 4～－0.001，尾支桿部分對阻力系數(shù)的影響隨迎角變化不大，其干擾量為－0.000 7～－0.000 34。

圖11給出了M＝0.6，β＝±3°尾部畸變尾支整體和局部（尾部畸變＋尾支桿、尾部畸變部分、尾支桿部分）對橫向氣動特性的影響。

可以看到，尾部畸變部分對橫、航向特性的影響占尾部畸變＋尾支桿整體干擾量的90%左右，考慮到試驗精度誤差，可以認為對于飛翼布局飛機來說，尾部畸變尾支對全機橫、航向的影響主要是由模型后體畸變帶來的，尾支桿的影響是個小量，可以忽略（小側滑狀態(tài)）。

圖10 尾部畸變支撐整體和局部對縱向氣動特性的影響，β＝0°Fig.10 Whole and partial sting effects on the longitudinal test results，β＝0°

圖11 尾部畸變支撐整體和局部對橫向氣動特性的影響，β＝±3°Fig.11 Whole and partial sting effects on the lateral test results，β＝±3°

3.3 “兩步法”支撐干擾修正效果驗證

本期試驗以真實后體模型作為干凈模型，分別以不同的后體畸變（畸變后體和圓噴管后體）尾支作為主支撐，采用“兩步法”得到不同后體畸變尾支干擾量（或尾支干擾量），進而得到干凈模型氣動力。通過對比兩種途徑得到的干凈模型氣動力的一致性來衡量試驗“兩步法”支撐干擾修正效果的好壞。

圖12給出了真實后體模型為干凈模型的試驗“兩步法”支撐干擾試驗縱向修正效果，圖13給出了真實后體模型為干凈模型的試驗“兩步法”支撐干擾試驗橫向修正效果（圖中符號定義詳見1.3.2節(jié)中說明）。

圖12 支撐干擾試驗縱向修正效果，β＝0°Fig.12 Longitudinal correction effect of support interference test，β＝0°

圖13 支撐干擾試驗橫向修正效果，β＝±3°Fig.13 Lateral correction effect of support interference test，β＝±3°

由圖12可以看到，以真實后體模型作為干凈模型，扣除不同尾部畸變支撐干擾量后，得到的干凈模型氣動力系數(shù)差量除個別點外，在α＝－2°～8°范圍內，ΔCy在0.004以內，ΔMz在0.001 5以內，ΔCx在0.000 4以內，這與風洞的試驗重復性精度相當，說明本期試驗縱向支撐干擾修正效果良好。

由圖13可以看到，以真實后體模型作為干凈模型，扣除不同尾部畸變支撐干擾量后，得到的干凈模型橫航向導數(shù)差量除個別點外，在α＝－2°～8°、β＝－3°～3°范圍內，在0.000 2以內，在0.000 1以內在0.000 03以內，這與風洞的試驗重復性精度相當，說明本期試驗橫向支撐干擾修正效果良好。

這里需要說明的是，α＞6°后，通過不同途徑得到的干凈模型縱、橫向氣動力系數(shù)（或導數(shù)）差量隨迎角增大規(guī)律有明顯波動且量值增大，這可能與二次干擾量增大以及機翼出現(xiàn)流動分離有關，二者都會影響支撐干擾試驗修正的精準度。

4 結 論

（1）綜合運用數(shù)值模擬與試驗手段建立了針對飛翼布局飛機支撐干擾修正系統(tǒng)，較好地解決了型號單位關注的飛翼布局縱、橫向支撐干擾影響問題，研究結果可以用于指導類似布局飛機模型測力試驗數(shù)據(jù)的修正；

（2）尾部畸變支撐對全機橫航向的影響主要是由后體變形帶來的，尾支桿的影響是個小量，可以忽略（α＝－2°～10°，－3°≤β≤3°范圍內）；

（3）通過對兩種途徑獲得的干凈模型氣動力系數(shù)（或導數(shù)）差量的對比分析，證明了本期試驗縱、橫向支撐干擾修正效果良好，精準度較高。其中，在α＝－2°～8°、－3°≤β≤3°范圍內，除個別點外，ΔCy在0.004以內，ΔMz在0.001 5以內，ΔCx在0.000 4以內，在0.000 2以內，在0.000 1以內，在0.000 03以內。

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Investigation on the interference correction of flying wing aircraft rear sting support in high speed wind tunnel test

Yi Bingli＊，Zeng Kai，Wang Shihong
（China Aerodynamics Research Institute of Aeronautics，Shenyang Liaoning 110034，China）

For the test of a flat－after－body flying wing aircraft model in high speed wind tunnel，the after－body has to be modified to satisfied the attachment of the balance.The deformation and the means of tail support may have some effect on the aerodynamic characteristics of the aircraft，and further affect the cruising efficiency，the trimming angle and the location of the aerodynamic center.On the other hand，there are no commonly used horizontal tail and vertical tail for a flying wing aircraft in order to reduce RCS，the interference of distorted after－body can not to be neglected compares to weak lateral controllability.With the help of CFD and test technique，the distorted after－body support interference has been obtained，in which rear sting is the main support and ventral strut an auxiliary one.The research indicates that the result of the wind tunnel test is accurate and reliable，the correction method can be adopted for the similar configuration model test.The methods of both numerical simulation and wind tunnel tests have been used to correct tail support interference of a flying wing model successfully.

high speed wind tunnel；flying wing；distorted after－body；support interference；longitudinal and lateral longitudinal

V211.71

Adoi：10.7638／kqdlxxb－2015.0098

0258－1825（2016）01－0098－09

2015－07－21；

2015－09－15

航空支撐項目（“特種布局風洞試驗技術及干擾修正技術”，61901100503）

衣秉立＊（1981－），男，遼寧丹東人，高級工程師，研究方向：實驗流體力學.E－mail：jindiaosu＿47＠sina.com

衣秉立，曾凱，王世紅.飛翼布局高速風洞尾支干擾試驗修正技術研究［J］.空氣動力學學報，2016，34（1）：98－106.

10.7638／kqdlxxb－2015.0098 Yi B L，Zeng K，Wang S H.Investigation on the interference correction of flying wing aircraft rear sting support in high speed wind tunnel test［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34（1）：98－106.