三種跨聲速洞壁干擾修正方法及其在小展弦比飛翼標(biāo)模試驗(yàn)中的應(yīng)用

鐘世東，李 巍，蘇繼川，李永紅，賀 中

（中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速空氣動(dòng)力研究所，四川綿陽(yáng) 621000）

三種跨聲速洞壁干擾修正方法及其在小展弦比飛翼標(biāo)模試驗(yàn)中的應(yīng)用

鐘世東＊，李 巍，蘇繼川，李永紅，賀 中

（中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速空氣動(dòng)力研究所，四川綿陽(yáng) 621000）

在FL－24風(fēng)洞進(jìn)行了帶壁壓信息測(cè)量的小展弦比飛翼標(biāo)模測(cè)力試驗(yàn)，并在FL－26風(fēng)洞進(jìn)行了洞壁干擾驗(yàn)證試驗(yàn)。本文利用小擾動(dòng)位流壁壓信息法、全速勢(shì)位流方法、基于RANS的壁壓信息法三種方法開(kāi)展飛翼標(biāo)模的洞壁干擾修正研究，并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了比較。結(jié)果表明，飛翼標(biāo)模洞壁干擾呈現(xiàn)與翼身尾常規(guī)布局不同的規(guī)律，三種方法在飛翼標(biāo)模洞壁干擾修正中有各自的適用性。

飛翼標(biāo)模；洞壁干擾；數(shù)值模擬

0 引 言

高速洞壁干擾修正技術(shù)歷經(jīng)發(fā)展，概括起來(lái)有以下修正方法：純?cè)囼?yàn)修正（單模型大小風(fēng)洞對(duì)比法、多模型單風(fēng)洞外推法）、經(jīng)驗(yàn)修正（統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)類(lèi)推法）、映象法和Maskwell法、有限基本解法（渦格法、面元法）、壁壓信息法（雙參數(shù)壁壓信息積分法、單參數(shù)壁壓信息法）和基于CFD的非線性修正法等。

國(guó)內(nèi)從20世紀(jì)80年代開(kāi)始，采用壁壓法對(duì)高速試驗(yàn)洞壁干擾進(jìn)行修正，范召林等在FL－21風(fēng)洞中先后進(jìn)行了一系列二維和三維的風(fēng)洞試驗(yàn)［1］，研制出了適用于不同風(fēng)洞的壁壓測(cè)量裝置，發(fā)展了一系列適用于各種高亞聲速風(fēng)洞試驗(yàn)的線性洞壁干擾修正方法［23］。90年代，中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速所與總體技術(shù)部針對(duì)Ma＝1附近洞壁干擾修正這一難題，開(kāi)展了跨聲速三維非線性洞壁干擾修正的研究［4－6］，采用Euler方程和N－S方程模擬模型繞流場(chǎng)，以實(shí)測(cè)的透氣壁附近的壓力分布作為風(fēng)洞流場(chǎng)的邊界條件，數(shù)值求解風(fēng)洞流場(chǎng)和自由流場(chǎng)，由兩者之差得到洞壁干擾對(duì)模型氣動(dòng)力的影響，取得了令人滿(mǎn)意的結(jié)果。此后，對(duì)數(shù)值模擬方法和網(wǎng)格生成技術(shù)的不斷完善，將其應(yīng)用范圍不斷擴(kuò)展［7］。

2000年以后，國(guó)內(nèi)外對(duì)洞壁干擾的研究主要圍繞基于CFD的非線性修正方法。GLASGOW大學(xué)計(jì)算流體動(dòng)力試驗(yàn)室利用RANS方程求解器研究洞壁對(duì)三角翼渦產(chǎn)生、發(fā)展與破裂的影響［8］。日本空間探索局（JAAX）用含壁壓信息的CFD非線性模擬手段研究ONERA M5翼身組合體洞壁干擾［9］。DNW采用CFD方法完全模擬了HST風(fēng)洞的試驗(yàn)段、駐室和擴(kuò)散段，并研究了不同尺度的DLR－F4機(jī)翼洞壁干擾特性［10］。

此外，波音公司一直致力于洞壁干擾的工程化修正方法，從早期的面元法程序PANAIR［11］到全速勢(shì)方程求解器TRANAIR。利用TRANAIR開(kāi)展了翼身組合體標(biāo)模不同翼展模型洞壁干擾擾動(dòng)速度和擾動(dòng)迎角［12］，試圖建立洞壁干擾數(shù)據(jù)庫(kù)，并用CFD＋＋驗(yàn)證其不確定度［13］。

飛翼布局因高效、隱身等優(yōu)點(diǎn)廣泛地應(yīng)用于現(xiàn)代飛行器設(shè)計(jì)中，而針對(duì)飛翼布局洞壁干擾修正方法的研究尚未開(kāi)展。飛翼布局洞壁干擾與翼－身－尾常規(guī)布局是否有相同的規(guī)律性，傳統(tǒng)方法的適用性如何，都值得深入分析。裝備預(yù)研聯(lián)合攻關(guān)項(xiàng)目“風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)”以小展弦比飛翼布局標(biāo)模為研究對(duì)象，廣泛開(kāi)展相關(guān)試驗(yàn)技術(shù)的研究［14－16］，其中包括洞壁干擾修正方法的研究。

為摸清飛翼標(biāo)模洞壁干擾影響規(guī)律并研究洞壁干擾修正方法對(duì)飛翼布局的適用性，該項(xiàng)目在FL－24風(fēng)洞進(jìn)行了帶壁壓測(cè)量的測(cè)力試驗(yàn)，并在FL－26風(fēng)洞進(jìn)行了驗(yàn)證試驗(yàn)。本文除了利用小擾動(dòng)位流壁壓信息法和基于RANS的壁壓信息法計(jì)算飛翼標(biāo)模在FL－24風(fēng)洞中的洞壁干擾修正量，還首次在國(guó)內(nèi)建立了與波音公司類(lèi)似的全速勢(shì)位流方法并實(shí)現(xiàn)了洞壁干擾修正。通過(guò)對(duì)三種方法修正結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的比較，綜合評(píng)價(jià)三種方法的優(yōu)缺點(diǎn)及在飛翼標(biāo)模洞壁干擾修正中的適用性，為類(lèi)似飛翼布局風(fēng)洞試驗(yàn)洞壁干擾修正提供參考。

1 飛翼標(biāo)模風(fēng)洞試驗(yàn)

1.1 試驗(yàn)設(shè)備與方法

飛翼標(biāo)模采用單前緣融合體飛翼布局，前緣后掠角65°，后緣后掠角47°。試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑榭s比1∶19的全金屬模型，機(jī)身長(zhǎng)度為0.806m，翼展0.602m，平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)為0.5032m。

中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速所FL－24風(fēng)洞試驗(yàn)段尺寸1.2m×1.2m，跨聲速試驗(yàn)段上下壁面為60°斜孔壁，開(kāi)閉比為4.3%；左右為直孔壁，開(kāi)閉比為21.4%；孔徑和壁厚為12mm。飛翼標(biāo)模采用尾支撐，前緣5%當(dāng)?shù)叵议L(zhǎng)處粘貼高度為0.12mm的柱狀轉(zhuǎn)捩帶，零迎角時(shí)在FL－24風(fēng)洞的堵塞度約為0.97%。試驗(yàn)分為無(wú)壁壓管測(cè)力試驗(yàn)、安裝壁壓管空風(fēng)洞試驗(yàn)和安裝壁壓管帶模型測(cè)力試驗(yàn)。修正氣流偏角后的無(wú)壁壓條測(cè)力結(jié)果作為飛翼標(biāo)模在FL－24風(fēng)洞中的基準(zhǔn)數(shù)據(jù)，帶模型壁壓減去相同Ma數(shù)空風(fēng)洞壁壓作為洞壁干擾修正用的壁壓數(shù)據(jù)。共安裝有12根壁壓條，上下洞壁各4根、左右洞壁各2根，長(zhǎng)度覆蓋了從試驗(yàn)段入口到支架段區(qū)域。圖1給出了試驗(yàn)照片。

圖1 FL－24風(fēng)洞試驗(yàn)照片F(xiàn)ig.1 FL－24wind tunnel test picture

圖2 FL－26風(fēng)洞試驗(yàn)照片F(xiàn)ig.2 FL－26wind tunnel test picture

中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速所FL－26風(fēng)洞試驗(yàn)段尺寸為2.4m×2.4m，四壁都為斜孔壁，綜合開(kāi)閉比為4.3%。飛翼標(biāo)模采用FL－24風(fēng)洞相同的天平、支桿通過(guò)過(guò)渡接頭安裝在中部支架上，零迎角時(shí)堵塞度約為0.24%。修正氣流偏角后的測(cè)力結(jié)果近似認(rèn)為無(wú)洞壁干擾數(shù)據(jù)，與FL－24風(fēng)洞數(shù)據(jù)之差作為FL－24風(fēng)洞洞壁干擾試驗(yàn)結(jié)果。

1.2 壁壓信息

扣除空風(fēng)洞后的壁壓數(shù)據(jù)由于測(cè)壓孔加工質(zhì)量等原因仍會(huì)存在一定程度的跳動(dòng)散布，可采用三次樣條曲線進(jìn)行光順，然后使用樣條插值法將壁壓數(shù)據(jù)插值到風(fēng)洞壁面處。圖3給出了Ma＝0.8，壁壓信息插值到整個(gè)風(fēng)洞洞壁位置的壓力系數(shù)分布圖?？梢钥吹?，迎角4°時(shí)，模型上方為氣流加速區(qū)，模型下方為減速區(qū)；迎角16°時(shí)，加速區(qū)和減速區(qū)范圍增加、強(qiáng)度增強(qiáng)，并在側(cè)壁上出現(xiàn)近似與模型平行的分界區(qū)域。

圖3 FL－24風(fēng)洞壁壓信息Fig.3 Wall pressure signature in FL－24wind tunnel

1.3 試驗(yàn)結(jié)果分析

飛翼標(biāo)模氣動(dòng)特性是以渦的產(chǎn)生、發(fā)展與渦破裂為主導(dǎo)的，在跨聲速階段還伴隨著渦與激波的交叉干擾。飛翼標(biāo)模氣動(dòng)特性詳細(xì)描述見(jiàn)參考文獻(xiàn)［16］，這里只給出FL－24風(fēng)洞和FL－26風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果升力特性對(duì)比曲線。升力曲線可分為線性段、非線性渦升力段、渦破裂段和渦破裂后段。小迎角附著流狀態(tài)為線性段，迎角4°左右開(kāi)始產(chǎn)生前緣渦升力，升力系數(shù)呈非線性增加，12°左右渦破裂，升力曲線出現(xiàn)拐點(diǎn)，之后升力系數(shù)繼續(xù)增加。

圖5給出了FL－26、FL－24風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果升力系數(shù)差量曲線。兩風(fēng)洞試驗(yàn)采用相同的天平與支桿，保證近場(chǎng)支撐干擾相似，試驗(yàn)結(jié)果均進(jìn)行了氣流偏角修正，可以認(rèn)為兩風(fēng)洞數(shù)據(jù)差異是由洞壁干擾引起的?？梢钥闯?，飛翼標(biāo)模洞壁干擾量與翼－身－尾組合體常規(guī)布局不同，而表現(xiàn)為隨迎角變化有不同的發(fā)展趨勢(shì)：在小迎角階段，洞壁干擾量基本線性且隨迎角增加向負(fù)向增加，在中等迎角開(kāi)始，趨勢(shì)反向，隨迎角增加洞壁干擾量向正向增加。這與飛翼標(biāo)模氣動(dòng)特性為渦主導(dǎo)的特點(diǎn)是密切相關(guān)的，洞壁干擾在線性段、渦升力非線性段、渦破裂不同階段有不同的影響。需要指出的是，兩座風(fēng)洞升力曲線渦破裂迎角有差異，而渦破裂影響因素不僅與洞壁干擾相關(guān)，還與流場(chǎng)湍流度、不均勻度和遠(yuǎn)場(chǎng)支架干擾［15］等因素都有關(guān)。渦破裂后的氣動(dòng)特性是與渦破裂起始迎角密切相關(guān)的，因此渦破裂后兩風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的差量不能完全代表洞壁干擾影響，而是摻雜了其他因素的影響。

圖4 FL－24與FL－26風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果比較（M＝0.8）Fig.4 Comparison of test results in FL－24and FL－26

2 洞壁干擾修正方法

2.1 小擾動(dòng)位流壁壓信息法

小擾動(dòng)位流壁壓信息法是基于線化小擾動(dòng)位勢(shì)方程，根據(jù)模型、支桿等物面條件得到無(wú)洞壁存在情況下模型、支桿等網(wǎng)格的基本解強(qiáng)度，然后計(jì)算模型基本解與洞壁基本解在洞壁網(wǎng)格控制點(diǎn)出的誘導(dǎo)速度，根據(jù)壁面壓力信息代替的洞壁邊界條件，求解洞壁上基本解強(qiáng)度，從而得到洞壁對(duì)模型的干擾壓力分布和干擾阻力，迭代該過(guò)程得到洞壁干擾的影響量。壁壓條測(cè)量壓力系數(shù)Cp，洞壁邊界條件為：

式中φm為模型引起的攏動(dòng)速勢(shì)。該邊界條件與控制方程構(gòu)成一個(gè)三維Dirichlet問(wèn)題，可以采用偶極子面元法和有限差分法求解。

該方法經(jīng)過(guò)多年工程化應(yīng)用發(fā)展，形成了一套成熟的洞壁干擾修正軟件，給定模型的參數(shù)信息、模型的氣動(dòng)力系數(shù)測(cè)量值及壁面壓力系數(shù)測(cè)量值，可得到各氣動(dòng)力系數(shù)的洞壁干擾修正結(jié)果和模型上的擾動(dòng)速度分布。其適用范圍為Ma＜0.9，試驗(yàn)迎角范圍可達(dá)±90°，風(fēng)洞壁可以是實(shí)壁或通氣壁。模型參數(shù)默認(rèn)為翼身尾組合體模型，飛翼布局只能近似設(shè)置。

2.2 全速勢(shì)位流方法

全速勢(shì)位流方法的控制方程為：

根據(jù)給定的模型、支桿等物面網(wǎng)格，自動(dòng)生成空間笛卡爾網(wǎng)格，數(shù)值求解控制方程與邊界層方程得到無(wú)洞壁條件下的流場(chǎng)信息。壁面是通過(guò)面源和面偶極子奇點(diǎn)分布的模擬，由無(wú)洞壁條件下求取的壁面附近的速度場(chǎng)和特定壁面邊界條件得到奇點(diǎn)強(qiáng)度，進(jìn)而得到洞壁對(duì)模型的氣動(dòng)特性的影響。由于其控制方程為全速勢(shì)方程，因此可應(yīng)用于更高速度的跨聲速流動(dòng)，其Ma數(shù)應(yīng)用范圍為Ma＜1.0。

壁面區(qū)域的邊界條件使用擾動(dòng)速勢(shì) 表示，實(shí)壁時(shí)：

開(kāi)孔壁邊界條件為：

其中R為透氣壁參數(shù)，不同的透氣壁參數(shù)R模擬不同的開(kāi)閉比影響，R＝0為實(shí)壁，無(wú)窮大時(shí)為自由流。R可通過(guò)由該方法計(jì)算得到的壁面壓力與壁壓條所測(cè)的壁面壓力結(jié)果的吻合程度來(lái)估計(jì)。

圖6為飛翼標(biāo)模全速勢(shì)位流方法模擬用網(wǎng)格，圖7給出了不同的R參數(shù)壁壓計(jì)算結(jié)果與FL－24風(fēng)洞壁壓測(cè)量結(jié)果的對(duì)比曲線。可以看到，R＝1時(shí)計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合最好，這與FL－24風(fēng)洞歷史壁特性參數(shù)測(cè)量結(jié)果是一致的，可用來(lái)模擬FL－24風(fēng)洞開(kāi)孔壁。

圖6 全速勢(shì)位流方程方法用網(wǎng)格Fig.6 Gird for full potential equation method

圖7 不同R參數(shù)壁壓計(jì)算結(jié)果與測(cè)量結(jié)果比較Fig.7 Comparison of variant Rparameter calculation results and measured result

2.3 基于RANS的壁壓信息法

基于RANS的壁壓信息法在自主研發(fā)的多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格求解器基礎(chǔ)上融合了壁壓信息邊界條件處理方法，采用相同的控制方程和模型網(wǎng)格，分別以遠(yuǎn)場(chǎng)和試驗(yàn)測(cè)得壁壓為邊界條件，計(jì)算出模型自由流和洞壁存在時(shí)的表面力（力矩）系數(shù)，從而得到洞壁干擾量。求解器采用有限體積法，控制方程為雷諾平均N－S方程組，湍流模型為兩方程k－wSST模型，為了加快收斂速度，采用了局部時(shí)間步長(zhǎng)和多重網(wǎng)格技術(shù)。圖8給出了數(shù)值模擬結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比曲線，可以看出，RANS求解器在升力曲線拐點(diǎn)前與試驗(yàn)結(jié)果吻合良好，拐點(diǎn)迎角比試驗(yàn)結(jié)果推后。

圖8 RANS CFD結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果比較Fig.8 Comparison of RANS CFD and test results

壁壓信息處理需要將壁壓條測(cè)得的壁壓插值到洞壁邊界計(jì)算網(wǎng)格點(diǎn)上，并將前后遠(yuǎn)場(chǎng)外插到0。洞壁邊界條件為：

其中，下標(biāo)B表示最外層邊界網(wǎng)格，下標(biāo)“內(nèi)”表示內(nèi)層網(wǎng)格。

從理論上講，由于這種方法的控制方程是非線性的，可以突破線性理論的限制，對(duì)于各種復(fù)雜流動(dòng)均可以進(jìn)行洞壁干擾修正。

2.4 洞壁干擾修正結(jié)果分析

采用上述三種方法分別對(duì)小展弦比飛翼標(biāo)模FL－24風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行洞壁干擾修正。圖9給出了三種修正方法洞壁干擾修正量與FL－26風(fēng)洞驗(yàn)證試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比曲線。

可以看到，三種方法中，基于RANS的壁壓信息法與全速勢(shì)位流方法在線性段吻合良好，與試驗(yàn)結(jié)果趨勢(shì)一致，量值略有差異，原因是試驗(yàn)結(jié)果同樣存在誤差，從規(guī)律上看，試驗(yàn)結(jié)果曲線偏下。試驗(yàn)結(jié)果中等迎角趨勢(shì)反向問(wèn)題在基于RANS的壁壓信息法結(jié)果中同樣有所反映，迎角12°后量值與試驗(yàn)結(jié)果差異較大，這與RANS求解器在渦破裂迎角的捕捉上與試驗(yàn)結(jié)果差異較大有關(guān)（見(jiàn)圖8）。傳統(tǒng)的小擾動(dòng)位流壁壓信息法結(jié)果在趨勢(shì)上能夠保持一致，但量值差異稍大。這可能與該方法默認(rèn)的模型為翼身尾組合體，與飛翼布局存在差異導(dǎo)致。

圖9 不同洞壁干擾修正方法結(jié)果比較Fig.9 Comparison of variant wall interference correction method results

洞壁干擾在不同迎角范圍內(nèi)影響方式不同，整體看，存在三段不同影響區(qū)間。在迎角－2°～4°附著流為主要流態(tài)階段，洞壁干擾的影響表現(xiàn)為上（下）洗流的影響和Ma數(shù)增量的影響。在4°～12°左右，模型上表面逐漸形成穩(wěn)定的渦系，渦升力表現(xiàn)突出，升力呈現(xiàn)非線性增加，該階段洞壁影響不再是洗流和Ma數(shù)增量影響，而是影響了渦的空間位置和強(qiáng)度，使得洞壁干擾量呈現(xiàn)反向增加趨勢(shì)。在渦發(fā)生破裂后，洞壁影響更加復(fù)雜，試驗(yàn)結(jié)果存在諸多偽洞壁干擾因素，而計(jì)算結(jié)果難以捕捉渦破裂角度而存在較大誤差。

圖10 不同迎角有無(wú)洞壁模擬表面壓力分布對(duì)比Fig.10 Comparison of surface pressure distribution on different angles of attack with and without wind tunnel wall simulation

為了分析洞壁干擾影響在不同角度出現(xiàn)趨勢(shì)相反的問(wèn)題，圖10給出了基于RANS方法得到的迎角8°與12°、有無(wú)洞壁模擬表面壓力分布的對(duì)比云圖?？梢钥闯?，在迎角8°，洞壁的存在使上下表面壓力系數(shù)負(fù)值增加，12°時(shí)洞壁的存在卻是使其負(fù)值減小。從8°與12°表面壓力差異看，8°僅部分展向位置受渦的影響出現(xiàn)吸力鼓包。而在12°時(shí)，大部分展向位置出現(xiàn)壓力鼓包，也就是說(shuō)，12°迎角渦升力顯著，此時(shí)，洞壁干擾修正量出現(xiàn)趨勢(shì)反向，這在一定程度論證了洞壁干擾在不同迎角區(qū)間影響方式不同的說(shuō)法。

2.5 洞壁干擾修正方法比較

不同風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果差異不僅僅表現(xiàn)在洞壁干擾上，來(lái)流湍流度、支撐干擾等都會(huì)有一定影響，因此，試驗(yàn)得到的洞壁干擾結(jié)果也并不能認(rèn)為是真值所在。綜合比較三種方法，可以得出：小擾動(dòng)位流壁壓信息法在量值上與其他結(jié)果相差較大，模型模擬方法需要針對(duì)飛翼布局進(jìn)行改進(jìn)；全速勢(shì)位流方法在線性段能夠捕捉規(guī)律，且量值與基于RANS的壁壓信息法較為接近，計(jì)算模型構(gòu)造簡(jiǎn)單，計(jì)算速度較快，而且不需要壁壓信息；基于RANS的壁壓信息法在壁面無(wú)強(qiáng)激波存、氣流無(wú)大面積分離或者無(wú)渦破裂條件下，都能得到較為準(zhǔn)確的結(jié)果，但該方法需要壁壓信息，且空間網(wǎng)格質(zhì)量要求較高，網(wǎng)格準(zhǔn)備復(fù)雜，計(jì)算時(shí)間長(zhǎng)。

表1 飛翼布局洞壁干擾修正方法對(duì)比Table 1 Comparison of variant wall interference correction method for flying wing configuration

3 結(jié) 論

本文采用了小擾動(dòng)壁壓信息法、全速勢(shì)位流方法和基于RANS的壁壓信息法針對(duì)小展弦比飛翼標(biāo)模FL－24風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果開(kāi)展洞壁干擾修正計(jì)算，通過(guò)與試驗(yàn)結(jié)果的比較，綜合分析了三種方法的優(yōu)缺點(diǎn)。結(jié)果表明：

（1）飛翼標(biāo)模洞壁干擾不同于翼－身－尾組合體布局，小擾動(dòng)壁壓信息法中模型的模擬方法需針對(duì)飛翼布局進(jìn)行改進(jìn)。

（2）引入全速勢(shì)位流方法評(píng)估洞壁干擾，該方法具備較強(qiáng)的工程實(shí)用性。

（3）基于RANS的壁壓信息法能在較大的范圍內(nèi)獲得良好結(jié)果。

［1］ 范召林，惲起麟，崔乃明.跨聲速洞壁干擾修正的壁壓法及其應(yīng)用［J］，氣動(dòng)實(shí)驗(yàn)與測(cè)量控制，1990，4（4）：45－51

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Three types of transonic wind tunnel wall interference correction method and their application on low aspect ratio flying wing calibration model

Zhong Shidong＊，Li Wei，Su Jichuan，Li Yonghong，He Zhong

（High Speed Aerodynamic Institute of China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China）

Force test on wall pressure measurement has been conducted in CARDC FL－24 wind tunnel，and the corresponding verification test has been carried out in CARDC FL－26wind Tunnel for a flying wing calibration model with low aspect ratio.Three types of transonic wind tunnel wall interference correction method，i.e.，small perturbation wall pressure signature correction method，full potential equation method and RANS based wall pressure signature correction method，are adopted to calculate wall interference.The calculation results are compared with test result.It shows that the wall interference tendency of low aspect ratio flying wing calibration model is different from that of a wing－body－tail configuration.The three methods have their individual applicability when they are used for flying wing configuration wall interference correction.

flying wing calibration model；wind tunnel wall interference；numerical simulation

V211.71

A

10.7638／kqdlxxb－2015.0095

0258－1825（2016）01－0113－06

2015－07－21；

2015－09－22

鐘世東＊（1983－），男，山東青州人，工程師，研究方向：氣動(dòng)布局設(shè)計(jì).E－mail：zhongshidong1983＠163.com

鐘世東，李巍，蘇繼川，等.三種跨聲速洞壁干擾修正方法及其在小展弦比飛翼標(biāo)模試驗(yàn)中的應(yīng)用［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2016，34（1）：113－118.

10.7638／kqdlxxb－2015.0095 Zhong S D，Li W，Su J C，et al.Three types of transonic wind tunnel wall interference correction method and their application on low aspect ratio flying wing calibration model［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34（1）：113－118.