升力體飛行器尾噴流模擬氣動(dòng)力試驗(yàn)方法研究

許曉斌，舒海峰，徐 筠，謝 飛，孫 鵬

（1.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心超高速空氣動(dòng)力研究所，四川綿陽(yáng) 621000；2.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)國(guó)防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，四川綿陽(yáng) 621000）

升力體飛行器尾噴流模擬氣動(dòng)力試驗(yàn)方法研究

許曉斌1，2，＊，舒海峰1，徐 筠1，謝 飛1，孫 鵬1

（1.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心超高速空氣動(dòng)力研究所，四川綿陽(yáng) 621000；2.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)國(guó)防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，四川綿陽(yáng) 621000）

尾噴流對(duì)升力體高超聲速飛行器的氣動(dòng)特性影響顯著，風(fēng)洞噴流模擬測(cè)力試驗(yàn)是研究升力體飛行器尾噴流干擾效應(yīng)的重要手段。在尾噴流模擬氣動(dòng)力試驗(yàn)中，選取恰當(dāng)?shù)膰娏髂M參數(shù)，以及克服噴流供氣管路對(duì)天平測(cè)力的干擾以提高測(cè)量精準(zhǔn)度，是需要解決的關(guān)鍵技術(shù)。在CARDC的Ф1米高超聲速風(fēng)洞中，研究了采用冷噴流模擬、飛行器整體模型測(cè)力的升力體飛行器尾噴流模擬測(cè)力試驗(yàn)方法。通過(guò)優(yōu)化模型結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、選用小干擾的噴管分?jǐn)嗫p隙密封措施，解決了帶尾噴流模擬條件下的升力體飛行器氣動(dòng)力精確測(cè)量問(wèn)題，提高了帶噴流氣動(dòng)力試驗(yàn)數(shù)據(jù)精度，接近常規(guī)氣動(dòng)力試驗(yàn)的水平。

吸氣式飛行器；升力體；噴流模擬；氣動(dòng)力；風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)

0 引 言

采用吸氣式超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)作為推進(jìn)系統(tǒng)的高超聲速飛行器，具有巡航馬赫數(shù)高、機(jī)動(dòng)性強(qiáng)、響應(yīng)速度快等特點(diǎn)，是近幾十年來(lái)國(guó)內(nèi)外高超聲速飛行器技術(shù)的研究熱點(diǎn)。由于吸氣式飛行器，尤其是采用升力體布局的吸氣式高超聲速飛行器（如美國(guó)X－43和X－51系列等），通常采用機(jī)體／推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)，使得飛行器的機(jī)身和推進(jìn)系統(tǒng)不僅在結(jié)構(gòu)上高度一體化，而且其尾噴管是機(jī)身后體的一部分，且為非軸對(duì)稱的結(jié)構(gòu)，使得推進(jìn)系統(tǒng)工作產(chǎn)生的噴流必然對(duì)飛行器的氣動(dòng)特性造成較大的影響［1－4］。因此，研究此類飛行器推進(jìn)系統(tǒng)的尾噴流對(duì)飛行器氣動(dòng)特性的貢獻(xiàn)具有重要意義。

國(guó)內(nèi)外對(duì)于包括吸氣式升力體飛行器在內(nèi)的各類飛行器尾噴流及其對(duì)飛行器氣動(dòng)特性等的影響開展了較多的研究工作［5－14］，而帶噴流模擬的氣動(dòng)力風(fēng)洞試驗(yàn)，也是研究飛行器尾噴流作用下氣動(dòng)特性的重要手段。如NASA在開展X－43飛行器噴流氣動(dòng)特性的研究中，即采用冷噴流模擬、飛行器后體與主體分離，并以天平測(cè)量模型后體氣動(dòng)力的風(fēng)洞試驗(yàn)方法，研究了噴流對(duì)飛行器后體氣動(dòng)特性的影響。賀旭照等就吸氣式高超聲速飛行器后體尾噴流干擾問(wèn)題開展了實(shí)驗(yàn)方案研究，探討了模擬參數(shù)與風(fēng)洞試驗(yàn)方法等問(wèn)題。

在中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心（CARDC）的φ1m高超聲速風(fēng)洞中，開展了以常溫壓縮空氣為噴流介質(zhì)模擬飛行器尾噴流、并以天平測(cè)量飛行器整體模型氣動(dòng)力的吸氣式升力體高超聲速飛行器噴流氣動(dòng)力試驗(yàn)方法研究。通過(guò)優(yōu)化模型結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、采用特殊的噴管分?jǐn)嗫p隙密封措施等手段，解決了在模擬飛行器尾噴流條件下的飛行器模型氣動(dòng)力精確測(cè)量難題，將噴流模擬測(cè)力試驗(yàn)數(shù)據(jù)精度提高到接近常規(guī)氣動(dòng)力試驗(yàn)的水平。

1 模擬方法與試驗(yàn)裝置

1.1 尾噴流試驗(yàn)?zāi)M方法

在研究軸對(duì)稱噴管噴流對(duì)飛行器氣動(dòng)特性影響時(shí)，通常將其作用分為兩個(gè)部分獨(dú)立研究：一是噴管對(duì)飛行器的直接作用，通?？赏ㄟ^(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)或計(jì)算等方法獲得；二是噴流對(duì)外流場(chǎng)干擾造成飛行器氣動(dòng)特性的變化，通常稱作“噴流氣動(dòng)干擾效應(yīng)”，可以通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)、數(shù)值計(jì)算等方法獲得，而其中的噴流試驗(yàn)?zāi)M準(zhǔn)則研究已比較充分、成熟［11，15］。

由于吸氣式升力體飛行器尾噴管的非對(duì)稱的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，在噴流模擬測(cè)力風(fēng)洞試驗(yàn)中，難以類似軸對(duì)稱噴管的研究方法，需要將噴流對(duì)飛行器氣動(dòng)特性影響作為整體進(jìn)行研究，因此需要研究采用恰當(dāng)?shù)膰娏髂M準(zhǔn)則［9］?？紤]到風(fēng)洞既有條件，確定采用冷噴流模擬方法開展試驗(yàn)，并通過(guò)資料調(diào)研、分析和CFD驗(yàn)證，確定了吸氣式升力體飛行器尾噴流冷噴流模擬試驗(yàn)的相似參數(shù)包括：

· 飛行器幾何外形；

·自由來(lái)流參數(shù)：馬赫數(shù)M∞、飛行雷諾數(shù)Re（近似模擬）；

·噴流參數(shù)：噴流壓力比pj／p∞、噴流動(dòng)量比、推力系數(shù)γjM2j等。

其中，自由來(lái)流參數(shù)通過(guò)風(fēng)洞流場(chǎng)條件保證，噴流參數(shù)通過(guò)保證尾噴管結(jié)構(gòu)和工作參數(shù)模擬。處于簡(jiǎn)化試驗(yàn)設(shè)計(jì)的考慮，未做噴流膨脹邊界模擬。

1.2 模型與試驗(yàn)裝置

在本文的研究中，以一個(gè)簡(jiǎn)化的升力體高超聲速飛行器外形為研究對(duì)象，風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ涂傞L(zhǎng)931mm。模型采用模塊式設(shè)計(jì)，主要包括模型前段、模型后段（含尾噴管）和底部蓋板等。通過(guò)數(shù)值模擬發(fā)現(xiàn)尾噴流僅影響模型近底部區(qū)域，因此為了簡(jiǎn)化模型和試驗(yàn)裝置設(shè)計(jì)、降低試驗(yàn)難度，將模型外形做了簡(jiǎn)化（無(wú)翼舵）、進(jìn)氣道做封堵處理。

尾噴流試驗(yàn)裝置的結(jié)構(gòu)如圖1所示，主要包括：模型、六分量天平、發(fā)動(dòng)機(jī)駐室和通氣背支桿等。其中，試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎帽持畏绞剑自囼?yàn)裝置通過(guò)背支撐固聯(lián)到風(fēng)洞的迎角機(jī)構(gòu)上。六分量天平通過(guò)錐面配合與模型和背支撐連接。模擬噴流時(shí)，空氣通過(guò)背支撐進(jìn)入內(nèi)噴管駐室，而后由尾噴管噴出。

圖1 升力體飛行器尾噴流試驗(yàn)裝置結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Sketch of aft－body jet simulation test device of lifting body vehicle

由于試驗(yàn)僅需研究飛行器“尾噴管”的噴流作用力及氣動(dòng)干擾效應(yīng)，因此在“內(nèi)噴管”與“尾噴管”交界處將模型分?jǐn)啵何矅姽鼙Ａ粼谀Ｐ秃蠖紊希Ｐ桶l(fā)動(dòng)機(jī)駐室和內(nèi)噴管模塊被獨(dú)立出來(lái)，成為單獨(dú)的模塊，從結(jié)構(gòu)上與模型的其他部分完全脫離（截?cái)嗝嫣幜粲?.3mm左右的縫隙），只與模型背支撐相固聯(lián)，其受到的直接作用力不會(huì)作用到天平上，因而供氣管路、駐室和內(nèi)噴管所受氣流作用力對(duì)模型氣動(dòng)力測(cè)量不會(huì)造成干擾。通過(guò)更換不同設(shè)計(jì)參數(shù)的內(nèi)噴管模塊，可以模擬不同的噴流狀態(tài)。為防止噴流模擬時(shí)噴管內(nèi)氣流進(jìn)入縫隙以及模型內(nèi)腔、直接作用到模型上而影響測(cè)量結(jié)果，試驗(yàn)時(shí)需要采取柔性密封措施對(duì)分?jǐn)嗫p隙進(jìn)行密封。本項(xiàng)試驗(yàn)研究中，采取了一種以柔性密封膜為密封材料的縫隙密封方法，并采用了特殊的密封工藝，既保證了縫隙密封的效果，又大大降低了縫隙密封措施對(duì)測(cè)量的干擾，使其干擾影響基本可以忽略不計(jì)。圖2給出了發(fā)動(dòng)機(jī)駐室與尾噴管分?jǐn)嗉翱p隙密封結(jié)構(gòu)示意圖。

圖2 發(fā)動(dòng)機(jī)駐室與尾噴管分?jǐn)嘟Y(jié)構(gòu)示意圖Fig.2 Sketch of separation structure between setting chamber and aft－body nozzle

2 風(fēng)洞試驗(yàn)及結(jié)果分析

2.1 試驗(yàn)設(shè)備

升力體吸氣式飛行器尾噴流干擾氣動(dòng)特性風(fēng)洞試驗(yàn)在CARDC的Φ1m高超聲速風(fēng)洞中進(jìn)行。該風(fēng)洞是一座暫沖吹吸式高超聲速風(fēng)洞，包括M∞＝3～8和M∞＝9、10兩條支路，分別配置了出口直徑為1m和1.2m的軸對(duì)稱型面噴管，試驗(yàn)運(yùn)行時(shí)間不小于30 s，可以開展各類航空、航天飛行器的氣動(dòng)力、壓力分布測(cè)量試驗(yàn)，以及噴流干擾、分離模擬和動(dòng)導(dǎo)數(shù)測(cè)量等多種特種試驗(yàn)。本項(xiàng)研究中的風(fēng)洞試驗(yàn)是在M∞＝3～8支路上完成的。

2.2 風(fēng)洞試驗(yàn)及結(jié)果討論

風(fēng)洞試驗(yàn)的流場(chǎng)條件為：M∞＝6，p0＝3.45 MPa，T0＝484K，Rel＝3.1×107／m。

采用同一模型分別進(jìn)行了無(wú)噴和有噴流兩類試驗(yàn)。其中，為了評(píng)估噴管分?jǐn)嗫p隙密封的影響，進(jìn)行了無(wú)噴流條件下有密封與無(wú)密封的對(duì)比試驗(yàn)；尾噴分別模擬了兩種工況：Statue1為內(nèi)噴管出口馬赫數(shù)為2.227，駐室總壓3.8×105Pa；Statue2為內(nèi)噴管出口馬赫數(shù)為1.04，駐室總壓2.3×105Pa。

2.2.1 縫隙密封影響

圖3給出了在無(wú)噴條件下駐室與尾噴管分?jǐn)嗫p隙有、無(wú)密封兩種狀態(tài)的測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果。

對(duì)比無(wú)噴條件下分?jǐn)嗫p隙有、無(wú)密封的試驗(yàn)結(jié)果可以發(fā)現(xiàn)，CA、CN和Cm的變化規(guī)律完全一致，試驗(yàn)結(jié)果差異很小，兩者僅CA差異相對(duì)明顯，密封后比密封前略大1.4%左右；而CN和Cm無(wú)明顯差異，一致性非常好（在0.5%以內(nèi)），基本在常規(guī)氣動(dòng)力試驗(yàn)重復(fù)性精度水平以內(nèi)。

因此可以認(rèn)為密封措施本身對(duì)測(cè)量結(jié)果的影響很小，即本文采取的密封措施對(duì)天平測(cè)力的干擾不明顯。其中，軸向力的差異主要是由縫隙密封造成尾噴管內(nèi)流動(dòng)的變化引起底阻的變化所造成：在未采取密封措施時(shí)，氣流通過(guò)模型背支撐與模型背部之間的縫隙進(jìn)入模型內(nèi)腔，繼而通過(guò)內(nèi)噴管和尾噴管之間的縫隙泄漏到了尾噴管內(nèi)。與縫隙密封后相比，這種泄漏導(dǎo)致尾噴管壁面壓力和模型底部壓力略有提高，從而引起縫隙密封前的CA比縫隙密封后要?。欢鳦N和Cm對(duì)這種泄漏的影響反映不明顯。

此外，由于風(fēng)洞試驗(yàn)中存在密封膜在2～3次試驗(yàn)后，因風(fēng)洞啟動(dòng)和停車時(shí)不穩(wěn)定流動(dòng)氣流沖擊而破損、需要重新密封的情況，為了評(píng)估不同次密封可能存在的差異，進(jìn)行了重復(fù)性試驗(yàn)（見圖3）。從試驗(yàn)結(jié)果可以看出，不同次密封獲得的試驗(yàn)結(jié)果之間差異很小，基本上在最大值的0.5%以內(nèi)。因此不同次密封帶來(lái)的影響極小，可以納入試驗(yàn)隨機(jī)誤差一并考慮。

圖3 有、無(wú)縫隙密封狀態(tài)試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比曲線Fig.3 Aerodynamic characteristics comparison with gap sealing measures or not

2.2.2 測(cè)量精度與不確定度

為了評(píng)估在模擬尾噴流條件下的帶噴流測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果重復(fù)性精度，開展了7次重復(fù)性試驗(yàn)（其間密封膜更新兩次），并進(jìn)行了試驗(yàn)結(jié)果不確定度評(píng)估。表1、表2分別給出了CA、CN和Cm的重復(fù)精度和不確定度。

表1 帶噴流測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果重復(fù)精度Table 1 Precision of jet－simulation aerodynamic testing

表2 帶噴流測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果不確定度Table 2 Uncertainties of jet－simulation aerodynamic testing

從表1的試驗(yàn)結(jié)果重復(fù)性精度可以看出，本文的試驗(yàn)方法有效保證了升力體飛行器尾噴流測(cè)力試驗(yàn)的測(cè)量精度，將重復(fù)性精度控制在0.6%以內(nèi)，總體上達(dá)到常規(guī)測(cè)力試驗(yàn)的精度水平。

從試驗(yàn)結(jié)果的不確定度分析數(shù)據(jù)來(lái)看，CA、CN和Cm的不確定度均在3%以內(nèi)，與飛行器常規(guī)氣動(dòng)力試驗(yàn)數(shù)據(jù)的不確定度也相當(dāng)。

2.2.3 不同狀態(tài)試驗(yàn)結(jié)果

通過(guò)更換不同的內(nèi)噴管模塊，分別模擬了升力體飛行器進(jìn)氣道通氣狀態(tài)（Statue1）和超燃發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)（Statue2）兩種工況，并獲得了不同狀態(tài)的測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果。圖4給出了無(wú)噴、Statue1和Statue2三種不同模擬狀態(tài)的測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比曲線。

從不同試驗(yàn)狀態(tài)的試驗(yàn)結(jié)果可以發(fā)現(xiàn)，升力體飛行器尾噴流對(duì)飛行器氣動(dòng)特性影響明顯，并且噴流對(duì)飛行器氣動(dòng)特性影響規(guī)律和影響程度隨噴流條件的不同而改變。對(duì)于本文研究的試驗(yàn)?zāi)Ｐ?，尾噴流?duì)模型的軸向力特性影響最大，尾噴流使軸向力系數(shù)CA大大減小，且熱態(tài)影響大于冷態(tài)；尾噴流而對(duì)法向力系數(shù)CN和俯仰力矩系數(shù)Cm的影響相對(duì)較??；不同的噴流模擬狀態(tài)下，噴流對(duì)飛行器氣動(dòng)特性的作用也不盡相同，與模擬的噴流狀態(tài)參數(shù)密切相關(guān)。

圖4 不同試驗(yàn)狀態(tài)結(jié)果對(duì)比曲線Fig.4 Aerodynamic characteristics comparison between different simulation statues

3 結(jié) 論

在CARDC的φ1m高超聲速風(fēng)洞中，研究了吸氣式升力體高超聲速飛行器帶噴流氣動(dòng)力測(cè)量試驗(yàn)方法，并開展了風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證。通過(guò)該項(xiàng)研究可以得到以下結(jié)論：

（1）以冷噴流模擬方法模擬尾噴流、模型噴管駐室與飛行器模型隔離設(shè)計(jì)、以天平測(cè)量飛行器整體模型氣動(dòng)力的升力體高超聲速飛行器帶噴流氣動(dòng)力測(cè)量試驗(yàn)方法可行，通過(guò)優(yōu)化模型結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、選用小干擾的噴管分?jǐn)嗫p隙密封措施，可提高帶噴流測(cè)力試驗(yàn)數(shù)據(jù)精度、減小不確定度；

（2）尾噴流對(duì)升力體飛行器的氣動(dòng)特性影響明顯，其中對(duì)軸向力的影響最大，且噴流影響程度隨噴流參數(shù)的不同而不同。

致謝：中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高曉成同志等在噴流模擬準(zhǔn)則的計(jì)算驗(yàn)證中開展了卓有成效的工作，在此表示感謝！

［1］ Holland S D，Woods W C，Engelund W C.Hyper－X research vehicle experimental aerodynamics test program overview［J］.Journal of Spacecraft and Rockets，2001，38（6）：11－12.

［2］Engelund W C，Holland S D，Charles E.Aerodynamic database development for the Hyper－X airframe integrated scramjet propulsion experiments［R］.AIAA 2000－4006.

［3］ Luo J L，Li C，Xu J.Inspiration of hypersonic vehicle with airframe／propulsion integrated design［J］.Acta Aeronautica et Astronautica Sinica.2015，36（1）：39－48.（in Chinese）羅金玲，李超，徐錦.高超聲速飛行器機(jī)體／推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)的啟示.航空學(xué)報(bào).2015，36（1）：39－48.

［4］ Wu Y C，He Y Y，He W，et al.Progress in airframe－propulsion integration technology of airbreathing hypersonic vehicle［J］.Acta Aeronautica et Astronautica Sinica.2015，36（1）：245－260.（in Chinese）吳穎川，賀元元，賀偉，等.吸氣式高超聲速飛行器機(jī)體推進(jìn)一體化技術(shù)研究進(jìn)展［J］.航空學(xué)報(bào).2015，36（1）：245－260.

［5］Shigeya Watanabe.Scramjet nozzle experiment with hypersonic external flow［J］.Journal of Propulsion and Power，1993，9（4）：521－528.

［6］ Stephen M R，Spaidt F W.Hypersonic single expansion ramp nozzle simulations［J］.Journal of Spacecraft and Rockets，1992，29（6）：749－755.

［7］ Hirschen C.Experimental study of the interaction between internal and external flows of a scramjet nozzle using various diagnostic techniques［J］.AIAA 2007－5088.

［8］Huebner L D，Witte D W.Exhaust simulation testing of a hypersonic airbreathing model at transonic speeds［R］.AIAA 2003－7001.

［9］He Xuzhao，Qin Si，Zeng Xuejun，et al.Experiment scheme re－search on afterbody nozzle plume interference of air－breathing hypersonic vehicle fly condition［J］.Journal of Propulsion Technology.2014，35（10）：1311－1316.（in Chinese）賀旭照，秦思，曾學(xué)軍，等.模擬飛行條件下的吸氣式高超聲速飛行器后體尾噴流干擾問(wèn)題實(shí)驗(yàn)方案研究［J］.推進(jìn)技術(shù).2014，35（10）：1311－1316.

［10］Zeng Qinghua，Huan G Lin，Xia Zhixun，et al.The simulation of nozzle exhaust effects on aircraft’s flight attitude［J］.Journal of Astronautics，2002，23（4）：73－76.（in Chinese）曾慶華，黃琳，夏智勛，等.發(fā)動(dòng)機(jī)噴流對(duì)飛行器飛行姿態(tài)影響的研究［J］.宇航學(xué)報(bào).2002，23（4）：73－76.

［11］Lin Jingzhou，Tian Zhengyu，Wang Zhijian.Numerical and experimental study of base jet interaction in hypersonic external flow［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics.2006，20（4）：49－53.（in Chinese）林敬周，田正雨，王志堅(jiān).三維高超聲速底部噴流干擾流場(chǎng)數(shù)值模擬與試驗(yàn)研究［J］.實(shí)驗(yàn)流體力學(xué).2006，20（4）：49－53.

［12］Sun Zhenhua，Wu Cuisheng，Xu Donglai.CFD study of the effect of rocket plume on thermal environment of aft missil［J］.J.PRMG，2011，31（3）：157－168.（in Chinese）孫振華，吳催生，徐東來(lái).導(dǎo)彈尾流對(duì)后彈體影響的CFD仿真分析［J］.彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào).2011，31（3）：157－168.

［13］Si Fangfang，Yuan Xianxu，Li Jianqiang，et al.The study of the parameters infection between vectoring jet and high speed main flows interaction［J］.ACTA Aerodynamica Sinica，2012，30（5）：583－591.（in Chinese）司芳芳，袁先旭，李建強(qiáng)，等.推力轉(zhuǎn)向噴流與高速主流干擾參數(shù)影響規(guī)律的數(shù)值模擬研究［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2012，30（5）：583－591.

［14］Xu Jia，Cai Jinsheng，Liu Qiuhong.Numerical investigation of jet interactions and optimization design of drag reduction for the afterbody of jet aircraft［J］.ACTA Aerodynamica Sinica，2014，32（1）：38－44.（in Chinese）徐嘉，蔡晉生，劉秋洪.戰(zhàn)斗機(jī)后體流場(chǎng)數(shù)值模擬與減阻優(yōu)化設(shè)計(jì)［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2014，32（1）：38－44.

［15］Cheng Keming，Wu Yizhao，LyuYingw.On simultaneous simulation of interference forces and jet－thrusting in lateral jet wind tunnel testing［J］.J.NUAA，2002，34（6）：509－511.（in Chinese）程克明，伍貽兆，呂英偉.側(cè)向噴流試驗(yàn)中干擾力和噴流力同時(shí)模擬的相容性［J］.南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào).2002，34（6）：509－511.

［16］Xu Xiaobin，Shu Haifeng，Xie Fei，et al.Technique investigation on flow－through model inner－flow drag straightway measured by strain－gauge balance［J］.Journal of propulsion technology.2013，34（3）：311－315.（in Chinese）許曉斌，舒海峰，謝飛，等.通氣模型內(nèi)流道阻力直接測(cè)量技術(shù)［J］.推進(jìn)技術(shù).2013，34（3）：311－315.

Experimental investigation on lifting body aerodynamic force with simulated aft－body jet

Xu Xiaobin1，2，＊，Shu Haifeng1，Xu Yun1，Xie Fei1，Sun Peng1

（1.Hypervelocity Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research＆Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China；2.Science and Technology on Scramjet Laboratory of China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China）

The exhaust flow induced by aft－body nozzle of lifting－body hypersonic air－breathing vehicle interacts with the aerodynamic characteristics of the vehicle dramatically，and the wind tunnel jet simulation aerodynamic test is an important method to investigate such interaction effect.Besides the simulation criteria，it’s the key technique to ensure the data accuracy and precession in those tests，avoiding the interaction between air－supply device and balance measurement.A wind tunnel experimental technique investigation on after－body jet simulation aerodynamic force test has been conducted in 1mhypersonic wind tunnel of CARDC.With optimized model design and model－nozzle separation gap seal measures，the test data precession and uncertainty level have been enhanced proximity to that of conventional aerodynamic force test.

airbreathing vehicle；lifting－body；jet simulation；aerodynamic forces；wind tunnel test technique

0258－1825（2016）01－0086－05

V211.7

A

10.7638／kqdlxxb－2015.148

2015－08－10；

2015－10－28

許曉斌（1972－），男，四川瀘州人，研究員，研究方向：高超聲速氣動(dòng)力，幾洞試驗(yàn)技術(shù)，風(fēng)洞天平技術(shù).E－mail：scmy－xxb＠163.com

許曉斌，舒海峰，徐筠，等.升力體飛行器尾噴流模擬氣動(dòng)力試驗(yàn)方法研究［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2016，34（1）：86－90.

10.7638／kqdlxxb－2015.148 Xu X B，Shu H F，Xu Y，et al.Experimental investigation on lifting body aerodynamic force with simulated aft－body jet［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34（1）：86－90.