秦 汉，伍 彬，宋玉辉，刘 金，陈 兰

（1.中国航天空气动力技术研究院，北京 100074；2.上海机电工程研究所，上海 201109；3.南京航空航天大学航天学院，江苏南京 210016）

0 引 言

在常规风洞试验中无论采用何种支撑方式，支撑干扰在风洞试验中不可避免。支撑的干扰量与试验状态以及支撑方式密切相关，需要针对具体问题具体分析。国内外很多学者对此做了广泛的研究。刘金涛等针对小展弦比飞翼标模开展了低速下尾撑和局部畸变对气动特性的影响研究；李强等针对高速风洞中大型飞机分析了典型支撑方式（尾撑、腹撑和条带支撑）、不同马赫数下的干扰特性；刘大伟等针对宽体客机试验进行了支撑/洞壁干扰、模型变形及流场畸变等系统修正研究。对支撑干扰的研究主要有试验和数值模拟两类方法。采用试验方法进行支撑干扰的研究需要采用一套辅助支撑系统，通常采用“两步法”对支撑干扰进行修正。采用辅助支撑系统和“两步法”进行气动数据修正，不仅需要进行多个模型和支撑的加工，还需要考虑支撑系统的“二次干扰”问题，周期长、耗资大，不适用于在试验方案设计阶段研究支撑干扰。采用数值方法可以模拟有、无支撑两种外形，直接获取支撑干扰量。相比试验方法，数值模拟方法具有周期短、速度快的优点，可以在试验方案设计阶段对支撑方式的选取和设计提供指导，并可在试验结束后，综合试验、计算数据对支撑干扰的机理进行分析。随着计算机硬件水平的不断提升、数值算法的不断完善，数值模拟方法已经被广泛应用到支撑干扰的研究中。

一般而言，中小攻角下高速风洞试验的尾撑干扰较小，试验数据精度可以满足工程要求。随着飞行器机动性能不断提高，飞行攻角范围不断增大，出现了0°～180°超大攻角气动特性试验研究需求，对现有风洞试验技术提出了新的挑战。目前，高速风洞中常规攻角机构通常运行范围为-15°～25°。为实现0°～180°攻角范围，既可基于现有攻角机构通过安装固定角度拐头分段设计支撑方式，实现全攻角分段静态测力（见图1）；也可采用侧支撑方式，完成0°～180°度连续测力（见图2）。分段试验会带来数据间断，见图3；而侧支撑可能对流场干扰较大，影响数据精确度。为设计合理的超大攻角试验方案，本文采用数值方法开展了细长体外形在亚、跨声速下的支撑干扰研究。

图1 分段式支撑方式示意图［13］Fig.1 Segmented support

图2 侧撑方式示意图Fig.2 Side support

图3 分段方式试验数据间断［13］Fig.3 Test data interruption of segmented support

1 数值方法

1.1 控制方程

本文数值计算采用的是自研软件GenFAST（general fluid analysis and simulation tools）。流动控制方程为三维Navier-Stokes方程，其积分形式为

式中：为守恒变量向量；为对流通量向量；为黏性通量向量；为源项。计算过程中采用全湍流假设，湍流模型选择标准SST两方程模型，积分形式为

式中：为密度；为单位质量湍动能；为湍动能耗散；为速度；为湍动能生成项；为层流黏性系数；为湍流黏性系数；=/；其他变量为SST模型的系数，其具体表达式见文献［14］。

采用有限体积法对空间进行离散，控制面对流通量通过Roe格式进行构造，黏性通量通过中心格式构造，时间离散采用LU-SGS 格式以加快解的收敛速度。

1.2 算例验证

本文采用半球柱外形验证程序模拟细长体外形跨声速流动的能力，其中：半球半径=0.5 in；模型总长度=10 in。该模型几何简单，并且具有丰富的试验数据。计算选取的自由来流条件为=1.2，攻角=19°，=4.45×10。计算采用O 型结构网格，第一层网格高度通过≈1 进行控制，网格单元数为330万，头部表面网格及拓扑如图4所示。

图4 头部网格示意图Fig.4 Mesh around the head

通过图5给出的/=10 和15 两个截面的流线和压力系数分布，可以发现在模型背风面形成了比较对称的主分离涡和二次分离涡。/=15 截面的涡核位置比/=10截面的涡核位置更加靠上。

图5 X/R=10和15截面的压力系数和流线图Fig.5 Pressure coefficient and streamline diagram of sections X/R=10 and 15

图6给出了模型表面的极流线。由图6可以发现头部分离线、集中涡、再附线、主分离线以及二次分离线等流动特征。主分离线和二次分离线的周向角如图7所示。计算与试验结果整体吻合较好。其中主分离线周向角计算值与试验数据吻合度较高，二次分离线周向角计算值在中间段略低于试验值。

图6 M=1.2，α=19°表面极流线Fig.6 Surface polar streamline（M=1.2，α=19°）

图7 分离角随X/R的变化Fig.7 Variation of separation angle with X/R

2 模型与网格

本文设计了细长体外形作为研究对象，见图8。模型长=720 mm，其圆柱段直径=40 mm，力矩参考点距离顶点55%模型长度处，以圆柱段直径作为参考长度，圆柱底部面积为参考面积。

图8 计算模型Fig.8 Model used in numerical calculation

为研究不同支撑方式在不同攻角下对气动特性的干扰，本文对6 个构型开展了计算，分别是：无支杆外形；侧支杆外形；分段式支撑方式下选取的30°、60°、90°和120°四个攻角状态下的模型+尾撑/背撑构型，见图9。为了减小侧支杆对流场干扰，根据模型载荷进行侧支杆渐变外形优化设计。侧支杆安装于模型质心处，=0.396 m；侧支杆最小直径20 mm，为模型直径的一半。

图9 计算构型Fig.9 Simulated configurations

为了获得较高的计算精度和收敛性，在本文的研究中所有网格均为结构网格。物面第一层网格高度通过≈1 进行控制。图10给出了模型头部和模型与侧撑连接处的物面网格和空间拓扑，以及头部网格的剖视图。为减少网格耗散，提高解的收敛性和鲁棒性，网格划分尽量保证网格之间的光滑过渡，同时尽可能保证网格的正交性。同一构型在不同马赫数下的网格拓扑保持一致。附面层外部的网格不随马赫数的变化而变化，根据雷诺数要求调整第一层网格高度与附面层内网格的层数。

图10 头部及模型侧撑连接处局部网格示意图Fig.10 Local mesh at head and the connection between model and side support

3 结果分析

本文计算了亚声速=0.6 和跨声速=1.15 下不同攻角、不同支撑方式下的流场，具体工况见表1。

表1 计算工况Tab.1 Calculation cases

3.1 气动力特性分析

图11和图12分别给出了=0.6 和=1.15 在0°～180°攻角范围的升力系数，阻力系数，以及俯仰力矩系数。随着攻角增加逐步增大，在攻角90°达到最大值。同样随攻角增加而增大，在攻角60°附近出现失速。俯仰力矩系数在攻角＜30°范围内，保持线性增长；在=45°～60°范围内，呈现了明显的非线性变化。攻角小于60°范围内，鸭翼布局模型为俯仰静不稳定。=0°是静不稳定平衡点；=180°为稳定平衡点。有、无支杆情况下的气动力系数随攻角变化曲线表明，不同支撑方式、不同马赫数下支杆对气动特性的影响是不同的。当=0.6时，在0°～30°和150°～180°范围内两种支撑方式干扰较小，整体而言气动力系数随攻角变化的趋势未变，支撑干扰影响主要体现在攻角60°～120°之间。当=1.15 时，从升力、阻力特性和俯仰力矩系数来看，分段式支撑干扰较小。虽然侧撑方式下升力、阻力特性与无支杆外形情况下的数据较为接近，但俯仰力矩系数随攻角变化趋势在15°～165°范围内发生了显著改变。

图11 M=0.6气动力系数比较Fig.11 Aerodynamic coefficient comparison at M=0.6

图12 M=1.15气动力系数比较Fig.12 Aerodynamic coefficient comparison at M=1.15

3.2 跨声速支撑干扰流场分析

从3.1节气动力系数的对比看到，=1.15跨声速下侧支对气动力矩干扰较为严重：攻角小于90°，侧支干扰产生低头力矩；攻角大于90°，侧支干扰增大抬头力矩。图13给出了跨声速侧支干扰流场示意。支杆的存在，在上游形成一道激波，流动穿过激波后压力持续增强。支杆背风面产生膨胀波，压力逐渐下降，直至与尾迹区相遇，压力回升。

图13 跨声速侧支干扰流场结构Fig.13 Structure of side support interference flow field at transonic speed

图14对比了攻角=60°情况下有/无侧支杆的对称面压力系数分布和压力云图。与无支杆流场相比，侧支杆形成的弱激波造成支杆上游大范围内物面压力增大，背风面压力增高更为显著。支杆下游模型背风面受到支杆膨胀波影响，压力下降。模型物面压力关于质心前增后减，整体俯仰力矩减小。

图14 M=1.15，α=60°压力分布图Fig.14 Pressure distribution diagram（M=1.15，α=60°）

图15对比了攻角=120°情况下有/无侧支杆的对称面压力系数分布和压力云图。同样地，支杆干扰带来了模型上下游压力分布的改变。与=60°来流方向相反，=120°时的流动从底部开始。侧支干扰提高了模型后半段压力，造成俯仰力矩增加。

图15 M=1.15，α=120°压力分布图Fig.15 Pressure distribution diagram（M=1.15，α=120°）

图16和图17给出了背支撑方式下模型对称面压力系数分布图，=1.15，攻角α=60°、120°。尽管支杆的存在使得背风面支杆上游压力增大，但是与侧支的图14和图15相比，对物面压力的影响仅局限在支杆附近小范围内，因此整体气动力干扰较小。

图16 M=1.15，α=60°对称面压力分布图Fig.16 Pressure on symmetrical plane（M=1.15，α=60°）

图17 M=1.15，α=120°对称面压力分布图Fig.17 Pressure on symmetrical plane（M=1.15，α=120°）

4 结束语

本文针对细长体在亚、跨声速下不同支撑方式下的干扰特性开展数值模拟研究。在超大攻角范围内采用分段式支撑方式对流场和气动力系数的干扰量较小。侧撑方式对=1.15、攻角15°～165°范围内俯仰力矩特性影响明显。通过流场分析发现，侧支杆的激波和尾迹改变了模型的压力分布：在迎风面，侧支杆上游的物面压力增大；在背风面，侧支杆上下游的物面压力都会受到影响，上游压力增大，下游压力降低。因此，设计超大攻角试验方案时，为减小对流场的干扰，应尽量选用分段式支撑方案开展静态测力；选用侧撑方案开展0°～180°连续动态试验时，需要开展流场干扰分析，并结合数值手段进行支撑干扰修正。