牟斌，王建涛，黄勇，肖中云，刘大伟

(1.中国空气动力研究与发展中心 计算空气动力研究所， 绵阳 621000) (2.中国空气动力研究与发展中心 高速空气动力研究所， 绵阳 621000)

0 引 言

宽体客机研制对模型风洞试验数据的精准度要求很高，需要消除或修正试验中的各种干扰因素。在跨声速流动试验时，风洞试验段流场中存在亚/跨/超声速的混合流动，有激波、激波/边界层干扰及洞壁波反射干扰，还有试验段开孔或开槽壁的复杂横流流动，流场十分复杂，传统线性修正方法难以应用，故厘清跨声速洞壁干扰有重要意义。

跨声速洞壁干扰影响修正一直是气动试验技术的一项研究主题。20世纪90年代末，范召林等发展了壁压信息法进行洞壁干扰修正，以FL-21风洞中实测的透气壁附近的压力分布作为风洞流场的边界条件，应用Navier-Stokes(N-S)方程，数值模拟风洞中模型的绕流流场，通过和无洞壁自由流场模拟结果的对比，得到洞壁干扰对模型气动力的影响；2016年，李鸿岩等针对小展弦比飞翼标模，利用FL-2风洞实测壁压信息构造开孔壁边界条件，通过求解N-S方程建立跨声速洞壁干扰的非线性修正方法；同年，钟世东等通过小扰动壁压信息法、全速势位流方法和基于RANS的壁压信息法，预测洞壁干扰修正量，以大风洞FL-24的试验结果为标准，对小展弦比飞翼标模确认了这种修正的有效性。壁压信息法适用范围较广，但是需要在试验的同时测量洞壁的静压分布或速度分布，而实际试验中，测压管数量可能偏少或分布不合理，得到的壁面压力采样精准度有限；……