张立乾，邓宗才，陈向东，时 瑾，闫 晶

（1.北京工业大学 建工学院，北京100124；2.总装备部 工程设计研究总院，北京100028；3.北京交通大学 机电学院，北京100044）

火箭滑橇是20世纪中后期发展起来的一种大型、高精度地面动态模拟试验设备，主要用于解决航空、航天、常规武器装备以及民用高新产品在高速度、大过载运行过程中所遇到的一系列性能参数测试的难题[1].随着火箭滑橇技术的发展，目前对火箭滑橇的速度要求越来越高，滑橇与轨道之间的动力相互作用问题是高速火箭滑橇设计的关键.当火箭滑橇高速飞行时，火箭滑橇的支撑结构可能导致橇体的严重振动，引起这种振动的原因之一是其受到的不稳定的空气动力[2].因此，需要对火箭滑橇的空气动力特性进行深入研究.超音速风洞试验耗资巨大、超音速条件难以实现[3].采用数值模拟方法建立虚拟风洞模型，研究火箭滑橇气动特性是切实可行的办法[4，5].

1 流动控制方程

流体流动的基本控制方程如下.

连续方程为

动量方程为

能量方程为

状态方程为

式中，ρ为流体的密度，t为时间，U为流体的速度矢量，ui（i＝1，2，3）为x，y，z3个方向上的速度分量，η为流体的动力粘度，Su为广义源项，T为温度，cp为比定压热容，kc为流体的传热系数，ST为粘性耗散率，p为流体微元体上的压力[6].

本文湍流模型采用改进的剪切应力输送SSTk－ω模型，该模型对描述近壁面自由流具有相当的精确性.湍流动能k和涡量脉动强度ω的输送方程为

式中，Gk为层流速度梯度产生的湍流动能；……