高速風(fēng)洞尾支桿對(duì)模型底部流場(chǎng)干擾影響研究

北京航天長(zhǎng)征飛行器研究所，北京 100076

風(fēng)洞是根據(jù)相對(duì)運(yùn)動(dòng)原理和相似理論，人工產(chǎn)生和控制氣流，以模擬飛行器或物體周?chē)鷼怏w的流動(dòng)，并可度量氣流對(duì)物體的作用以及觀察物理現(xiàn)象的一種管道狀試驗(yàn)設(shè)備。風(fēng)洞試驗(yàn)是航空航天飛行器氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)和氣動(dòng)特性研究的重要手段之一。經(jīng)過(guò)數(shù)十年的發(fā)展，風(fēng)洞的試驗(yàn)設(shè)計(jì)、流場(chǎng)品質(zhì)和測(cè)量控制技術(shù)水平不斷提高，但是風(fēng)洞支架干擾卻始終存在。

針對(duì)支架干擾問(wèn)題，國(guó)內(nèi)外科研院所開(kāi)展了大量研究。國(guó)外的德國(guó)宇航中心（DLR）、日本宇宙航空研究開(kāi)發(fā)機(jī)構(gòu)（JAXA）、法國(guó)國(guó)家航天航空研究中心以及國(guó)內(nèi)的中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心、中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院等都對(duì)支架干擾做了深入研究。這些研究主要針對(duì)亞音速和跨音速風(fēng)洞試驗(yàn)，而對(duì)超音速風(fēng)洞試驗(yàn)支架干擾影響的研究較少[1]。

文章采用CFD方法對(duì)超音速風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)帶尾支桿的模型進(jìn)行數(shù)值仿真，研究尾支桿對(duì)模型底部流動(dòng)的影響。

1 數(shù)值方法

采用Navier-Stokes方程作為流動(dòng)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(guò)表面Ω的凈通量矢量，包含黏性項(xiàng)和無(wú)黏項(xiàng)；為表面Ω的單位外法向矢量。

控制方程中的無(wú)黏通量項(xiàng)的離散采用AUSM格式，時(shí)間離散方法采用LU-SGS隱式時(shí)間推進(jìn)格式，湍流模型采用SST湍流模型。此外，文章采用了當(dāng)?shù)貢r(shí)間步長(zhǎng)、隱式殘值光順、多重網(wǎng)格技術(shù)等方法來(lái)加速計(jì)算收斂[2]。

2 計(jì)算模型及網(wǎng)格

文章所研究的試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑楦咚偕w標(biāo)模，模型全長(zhǎng)400mm。該標(biāo)模在中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心FL-28風(fēng)洞、FL-32風(fēng)洞開(kāi)展了超聲速氣動(dòng)特性研究風(fēng)洞試驗(yàn)，試驗(yàn)時(shí)通過(guò)尾支桿與風(fēng)洞機(jī)構(gòu)進(jìn)行固連。試驗(yàn)?zāi)Ｐ团c尾支桿幾何模型如圖1所示[3]。

圖1 標(biāo)模與尾支桿幾何模型

文章采用非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格對(duì)空間流場(chǎng)進(jìn)行離散，標(biāo)模與尾支桿的表面網(wǎng)格如圖2所示。同時(shí)，為了對(duì)比分析尾支桿對(duì)底部流動(dòng)的影響，對(duì)無(wú)尾支桿模型進(jìn)行了離散，如圖3所示。

圖2 標(biāo)模與尾支桿表面網(wǎng)格

圖3 標(biāo)模表面網(wǎng)格

3 結(jié)果分析

分別對(duì)上述兩種模型進(jìn)行流場(chǎng)仿真，分析尾支桿對(duì)模型底部流場(chǎng)的干擾影響。計(jì)算狀態(tài)為馬赫數(shù)Ma=3.0、攻角α=1°、雷諾數(shù)Re(1/m)=3×107。

模型尾部空間流場(chǎng)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(chǎng)結(jié)構(gòu)，使底部流動(dòng)變得更加復(fù)雜，從而改變模型底部壓強(qiáng)分布，進(jìn)而影響模型風(fēng)洞試驗(yàn)測(cè)量的氣動(dòng)特性的準(zhǔn)度。模型底部壓強(qiáng)系數(shù)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(qiáng)系數(shù)增大，尤其是在靠近支桿的位置附近[4]。

圖4 模型尾部流場(chǎng)示意圖

圖5 模型底部表面壓強(qiáng)系數(shù)云圖

尾支桿的存在使標(biāo)模底部的氣動(dòng)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(gè)標(biāo)模底部面積下的底部軸向力系數(shù)。有無(wú)尾支桿模型底阻系數(shù)對(duì)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(shù)較小，比無(wú)支桿模型偏小約13.0%。

表1 底阻系數(shù)對(duì)比

對(duì)兩種模型馬赫數(shù)為3的不同攻角氣動(dòng)特性進(jìn)行仿真，分析尾支桿對(duì)模型底阻的干擾量隨攻角變化規(guī)律。有無(wú)支桿模型底阻系數(shù)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(shí)尾支桿對(duì)底阻系數(shù)的影響量最大，隨著攻角絕對(duì)值的增加，尾支桿對(duì)底阻系數(shù)的影響量逐漸減小[5]。

圖6 不同攻角下有無(wú)支桿模型底阻系數(shù)對(duì)比

4 結(jié)論

通過(guò)CFD方法對(duì)超聲速有無(wú)尾支桿模型進(jìn)行氣動(dòng)特性研究，可以得出以下主要結(jié)論：（1）尾支桿的存在改變了模型底部流動(dòng)，影響風(fēng)洞試驗(yàn)測(cè)量準(zhǔn)度；（2）帶尾支桿模型底阻系數(shù)偏小，在馬赫數(shù)為3、攻角為0°時(shí)比無(wú)支桿模型偏小約13.0%；（3）尾支桿對(duì)模型底阻系數(shù)的干擾量在攻角為0°時(shí)最大，且隨著攻角的增加，影響量逐漸減小。