李俊紅，靳旭紅，3，，劉春風(fēng)，苗文博，程曉麗

1．中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，北京 100074

2．中國(guó)航天科技集團(tuán)有限公司 航天飛行器氣動(dòng)熱防護(hù)實(shí)驗(yàn)室，北京 100074

3．清華大學(xué) 航天航空學(xué)院，北京 100084

以全球快速到達(dá)為主要目標(biāo)的臨近空間高超聲速飛行器可分為兩類(lèi)[1］：一類(lèi)是吸氣式動(dòng)力巡航高超聲速飛行器，以美國(guó)Hyper-X 計(jì)劃中X-43 系 列 飛 行 器[2-6］和HyTech 計(jì) 劃 中 使 用 的X-51 系列飛行器[7-9］為代表；另一類(lèi)是無(wú)動(dòng)力滑翔式高超聲速飛行器，以美國(guó)FALCON（Force Application and Launcn from the CONtinential）計(jì)劃中的HTV（Hypersonic Technology Vehicle）系列飛行器[10-12］為代表。

臨近空間是指海拔高度在20～100 km 的空域[13］，該空間高超聲速飛行器的主要特征：在臨近空間的飛行時(shí)間為幾百至上千秒、飛行距離幾百至上萬(wàn)千米[9］，飛行高度跨越不同區(qū)域，從低空域的連續(xù)流區(qū)到高空的滑移流-甚至過(guò)渡流區(qū)[12］。對(duì)于這類(lèi)飛行器，其氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)受到諸多方面的要求與約束限制，如飛行參數(shù)范圍廣、技術(shù)指標(biāo)高、飛行穩(wěn)定性和操縱性的考慮、高超聲速條件下防隔熱能力、低空大動(dòng)壓飛行時(shí)舵面鉸鏈力矩等[14］。相對(duì)于一般低空域的航空飛行器而言，臨近空間高超聲速飛行器氣動(dòng)布局的形式和氣動(dòng)設(shè)計(jì)所受的限制更加嚴(yán)格，對(duì)氣動(dòng)誤差的容忍能力也相對(duì)較弱，準(zhǔn)確的飛行器氣動(dòng)力熱特性預(yù)測(cè)是關(guān)鍵，因此“精細(xì)”的氣動(dòng)設(shè)計(jì)必須予以重視[15］，應(yīng)發(fā)展準(zhǔn)確的試驗(yàn)技術(shù)和并建立精細(xì)的計(jì)算方法，實(shí)現(xiàn)試驗(yàn)測(cè)量和數(shù)值計(jì)算的相互校驗(yàn)。

與低空域的航空飛行器類(lèi)似，臨近空間高超聲速飛行器跨流域飛行時(shí)氣動(dòng)力也影響實(shí)際飛行軌道，須在設(shè)計(jì)初始階段開(kāi)展預(yù)測(cè)進(jìn)行準(zhǔn)確控制[6］。由于高空域的空氣稀薄，作用于飛行器上的氣動(dòng)力呈幾何量級(jí)遞減，相同量級(jí)的氣動(dòng)力預(yù)測(cè)偏差對(duì)跨流域飛行器的影響更大，這對(duì)跨流域的氣動(dòng)力精確預(yù)測(cè)提出了更為迫切的需求[12］。

在高超聲速臨近空間跨流域巡航飛行段，飛行高度高、速度快、雷諾數(shù)小、黏性與黏性干擾的影響顯著；同時(shí)存在高溫真實(shí)氣體及局部稀薄流效應(yīng)的影響[13］。目前，針對(duì)此類(lèi)諸多物理化學(xué)效應(yīng)導(dǎo)致的復(fù)雜流動(dòng)問(wèn)題機(jī)理認(rèn)識(shí)及模擬都非常有限[16］，這為新型航天器的總體設(shè)計(jì)和精確控制帶來(lái)諸多困難。要解決物理化學(xué)效應(yīng)影響下的流動(dòng)問(wèn)題，需采用數(shù)值模擬和風(fēng)洞試驗(yàn)雙重手段開(kāi)展流動(dòng)機(jī)理和氣動(dòng)力熱特性的研究[1］。由于風(fēng)洞試驗(yàn)測(cè)量難度大和成本高，當(dāng)前絕大多數(shù)高超聲速跨流域氣動(dòng)研究都采用純數(shù)值計(jì)算手段，缺乏必要的風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證[9］。

本文研究團(tuán)隊(duì)[17-19］對(duì)跨流域復(fù)雜多物理效應(yīng)預(yù)測(cè)模型、計(jì)算方法和試驗(yàn)測(cè)量手段進(jìn)行了研究，針對(duì)高超聲速飛行器在跨流域環(huán)境中氣動(dòng)力準(zhǔn)確預(yù)測(cè)的需求，研制了微量天平測(cè)力系統(tǒng)，采用鈍錐和三角翼升力體2 個(gè)標(biāo)模外形進(jìn)行了氣動(dòng)力測(cè)量試驗(yàn)，并與數(shù)值計(jì)算結(jié)果相互驗(yàn)證。

1 臨近空間跨流域微量氣動(dòng)力試驗(yàn)

臨近空間跨流域風(fēng)洞模擬高度在60～100 km，試驗(yàn)氣流密度較低，由于存在黏性效應(yīng)，噴管的邊界層很厚，即實(shí)際的有效試驗(yàn)區(qū)域較小，大多數(shù)試驗(yàn)?zāi)Ｐ统叽巛^小，低密度的氣流作用在小尺寸模型上，模型的空氣動(dòng)力載荷比常規(guī)高超聲速風(fēng)洞小2 個(gè)量級(jí)以上，單位為g。研制如此微量級(jí)的六分量天平是實(shí)現(xiàn)低密度風(fēng)洞氣動(dòng)力測(cè)量的關(guān)鍵。

微量天平設(shè)計(jì)的關(guān)鍵技術(shù)是天平結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、靜態(tài)校準(zhǔn)等。針對(duì)應(yīng)變式微量天平，采用多分量?jī)?yōu)化手段開(kāi)展結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，微量天平的校準(zhǔn)將以高可靠性為第一原則，基于重力單向加載實(shí)現(xiàn)。針對(duì)跨流域環(huán)境的氣動(dòng)力測(cè)量需求，研制了微量天平測(cè)量系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)了微量天平結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和靜態(tài)校準(zhǔn)[20］。設(shè)計(jì)的微量天平如圖1 所示。

圖1 微量天平外觀(guān)結(jié)構(gòu)Fig.1 Appearance and structure of microbalance

基于上述設(shè)計(jì)的微量天平，針對(duì)2 種外形簡(jiǎn)單鈍錐和復(fù)雜升力體外形（三角翼）開(kāi)展了微量氣動(dòng)力測(cè)力試驗(yàn)研究。簡(jiǎn)單鈍錐試驗(yàn)用于驗(yàn)證微量天平在風(fēng)洞跨流域試驗(yàn)條件下的性能，重點(diǎn)考察微量天平的試驗(yàn)重復(fù)性精度；復(fù)雜升力體試驗(yàn)用于證明微量天平對(duì)跨流域試驗(yàn)條件下復(fù)雜外形微量氣動(dòng)力的測(cè)量能力。微量天平測(cè)力試驗(yàn)在中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院的高超聲速FD-16 風(fēng)洞[21］進(jìn)行。

1.1 簡(jiǎn)單鈍錐外形

鈍錐試驗(yàn)?zāi)Ｐ头譃閳A錐和支桿2 個(gè)部件，天平設(shè)置隔熱罩，支桿通過(guò)設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)接段，連接至FD-16 風(fēng)洞已有的接口上。試驗(yàn)方案如圖2 所示，鈍錐外形在風(fēng)洞中安裝如圖3 所示。圓錐尺寸：頭部半徑R為5.715 mm，半錐角為9°，底部直徑D為38.1 mm（對(duì)應(yīng)模型長(zhǎng)度L為86 mm）；支桿尺寸：長(zhǎng)度200 mm，直徑17 mm。

圖2 鈍錐外形試驗(yàn)方案圖Fig.2 Schematic diagram of experimental blunt cone

圖3 鈍錐外形在風(fēng)洞的安裝Fig.3 Installation of blunt cone in wind tunnel

鈍錐重復(fù)試驗(yàn)共進(jìn)行3 次，試驗(yàn)條件如表1所示。表中，Ma為來(lái)流馬赫數(shù)，P0為來(lái)流總壓，q為來(lái)流動(dòng)壓，T0為來(lái)流總溫，Re為單位雷諾數(shù)，攻角α=-4°，-2°，0°，2°，4°。在單次試驗(yàn)中，每個(gè)攻角停留時(shí)間2 s，在2 s 內(nèi)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)一直以1 200 Hz 的采樣頻率采集天平信號(hào)。

表1 鈍錐外形3 次試驗(yàn)條件Table 1 Three test conditions of blunt cone

簡(jiǎn)單外形鈍錐在3 次重復(fù)試驗(yàn)中的試驗(yàn)結(jié)果如表2 所示。其中，參考長(zhǎng)度Lr=0.09 m，參考面積Sr=0.001 14 m2，力矩參考點(diǎn)為鈍錐頭部頂點(diǎn)，即坐標(biāo)原點(diǎn)（0，0，0），CN為法向力系數(shù)，CA為軸向力系數(shù)，Cmz為z向力矩系數(shù)，且定義鈍錐低頭為正。具體坐標(biāo)系如圖4 所示。

圖4 圓錐坐標(biāo)系定義及氣動(dòng)力系數(shù)示意圖Fig.4 Diagram of cone coordinate system definition and aerodynamic coefficient diagram

由表2 可知，在鈍錐試驗(yàn)中，隨著超聲速來(lái)流攻角由-4°轉(zhuǎn)為4°，鈍錐法向力由y軸負(fù)向變?yōu)檎?，軸向力先減小后增大，俯仰力矩絕對(duì)值先減小后增加，即鈍錐由低頭力矩轉(zhuǎn)為抬頭力矩。

表2 鈍錐微量氣動(dòng)力3 次重復(fù)試驗(yàn)結(jié)果Table 2 Three test results of blunt cone micro aerodynamics

計(jì)算得到CN、CA的試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)偏差如表3 所示，可以看出，在不同攻角下，CN的重復(fù)性偏差最大為3.6%，CA的重復(fù)性偏差最大為4.8%。

表3 鈍錐3 次重復(fù)試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)偏差Table 3 Standard deviations of three tests of blunt cone

1.2 復(fù)雜升力體外形

復(fù)雜升力體（三角翼）的外形結(jié)構(gòu)如圖5 所示，全長(zhǎng)200 mm。該外形的試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)如圖6所示，為升力體外形分為前后兩段，后段連接天平，具體尺寸如圖7 所示。

圖5 三角翼升力體外形Fig.5 Lift body shape of delta wing

圖6 三角翼試驗(yàn)方案圖Fig.6 Schematic diagram of experimental delta wing

圖7 三角翼尺寸示意圖Fig.7 Sketch of delta wing dimension

復(fù)雜升力體的試驗(yàn)條件如表4 所示。升力體外形微量氣動(dòng)力測(cè)力試驗(yàn)采用FD-16 風(fēng)洞所能達(dá)到的最稀薄狀態(tài)，即總壓最低、雷諾數(shù)最低、模擬高度最高，探索微量天平在跨流域極限狀態(tài)下的測(cè)量能力。

表4 三角翼升力體外形試驗(yàn)條件Table 4 Test conditions of delta wing

三角翼升力體外形的試驗(yàn)結(jié)果如表5 所示。其中，參考長(zhǎng)度0.2 m，參考面積0.001 468 m2，力矩參考點(diǎn)為升力體頭部理論駐點(diǎn)，即坐標(biāo)原點(diǎn)（0，0，0）。具體坐標(biāo)系如圖8 所示。

圖8 升力體坐標(biāo)系定義及氣動(dòng)力系數(shù)示意圖Fig.8 Diagram of lift body coordinate system definition and aerodynamic coefficient diagram

表5 三角翼升力體外形微量氣動(dòng)力試驗(yàn)結(jié)果Table 5 Experimental aerodynamics of delta wing lift body micro aerodynamics

從表5 中可以看出，在攻角為0°和2°時(shí)，法向力為y軸負(fù)向，攻角大于2°時(shí)，法向力為y軸正向；軸向力隨著攻角的增大而減小；俯仰力矩由低頭轉(zhuǎn)為抬頭，其絕對(duì)值先減小后增大。

2 數(shù)值計(jì)算方法

為與前文中微量天平的測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果互相對(duì)比驗(yàn)證，本文采用數(shù)值模擬手段對(duì)跨流域微量氣動(dòng)力進(jìn)行分析。

2.1 控制方程

控制方程是三維完全Navier-Stokes方程[22］，為

式中：Q為守恒變量張量；F為對(duì)流通量張量；G為黏性通量張量。在笛卡爾坐標(biāo)系下，其具體表達(dá)式為

式中：ρ為密度；u、v、w分別為x、y、z這3個(gè)向上的速度分量；p為壓力；T為溫度為單位質(zhì)量的總能量，e為單位質(zhì)量的內(nèi)能；h=為單位質(zhì)量的焓；k為熱傳導(dǎo)系數(shù)。

2.2 數(shù)值方法

本文使用AUSM+up（Advection Upstream Splitting Method +up）格 式[23］進(jìn) 行 數(shù) 值 求 解。AUSM 類(lèi)格式的主要思想認(rèn)為流場(chǎng)在傳播中存在對(duì)流與聲波影響，分別考慮2 個(gè)過(guò)程，將無(wú)黏項(xiàng)分為對(duì)流項(xiàng)和壓力項(xiàng)，基于馬赫數(shù)對(duì)兩者分別進(jìn)行特征分裂，是一類(lèi)高精度格式[24］。

2.3 時(shí)間格式

時(shí)間格式采用無(wú)條件收斂的LU-SGS 格式，本節(jié)僅給出針對(duì)無(wú)黏項(xiàng)進(jìn)行隱式處理的時(shí)間格式表達(dá)。對(duì)于有限體積半離散格式，無(wú)黏通量采用隱式格式[24］處理，黏性通量采用顯式處理。

2.4 滑移邊界條件

在滑移流計(jì)算中，采用經(jīng)典Maxwell 滑移邊界條件，其速度滑移和溫度跳躍為

式中：n代表垂直壁面的方向；x代表與壁面相切的方向；μ為氣體黏性系數(shù)；γ為氣體比熱比；Pr為普朗特?cái)?shù)；常系數(shù)A、動(dòng)量調(diào)節(jié)系數(shù)σ和能量適應(yīng)系數(shù)α'由壁面的物理特性及氣體屬性決定；λ為分子平均自由程。

3 計(jì)算結(jié)果及試驗(yàn)對(duì)比

3.1 簡(jiǎn)單鈍錐外形

圓錐外形的為結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，采用商業(yè)軟件生成?？紤]到對(duì)稱(chēng)性，采用半模進(jìn)行研究，流向× 周向×法向網(wǎng)格：171×41×101，且壁面第1 層網(wǎng)格距離1 × 10-6m，如圖9 所示。

圖9 鈍錐計(jì)算網(wǎng)格剖面示意圖Fig.9 Schematic diagram of blunt cone grid

在試驗(yàn)條件工況1 中不同攻角的圓錐表面壓力等值線(xiàn)圖如圖10 所示，鈍錐頭部頂點(diǎn)壓力最高，物面壓力沿流向逐漸降低；隨著攻角由-4°變?yōu)?°，圓錐的迎風(fēng)面由y軸正向轉(zhuǎn)到y(tǒng)軸負(fù)向。

圖10 不同攻角時(shí)圓錐表面壓力等值線(xiàn)圖（工況1）Fig.10 Pressure contour of blunt cone surface at different angles of attack （Case 1）

工況1 中不同攻角的對(duì)稱(chēng)面壓力等值線(xiàn)圖如圖11 所示，超聲速氣流在鈍錐頭部形成弓形激波，導(dǎo)致鈍錐頭駐點(diǎn)部位壓力升高；-4°攻角時(shí)，鈍錐y軸正向?yàn)橛L(fēng)面，超聲速氣流在鈍錐迎風(fēng)面受到壓縮，形成壓縮斜激波，導(dǎo)致鈍錐y軸正向迎風(fēng)面壓力升高，鈍錐背風(fēng)面氣流膨脹，壓力降低；4°攻角的情況恰好與-4°相反。由圖11 還可以看出，在0°攻角時(shí)，圓錐底部存在上下兩個(gè)對(duì)稱(chēng)的分離渦，隨著攻角絕對(duì)值的增大，其迎風(fēng)側(cè)的氣流與鈍錐身部物面的相對(duì)夾角增大，鈍錐迎風(fēng)面氣流受到的壓縮更強(qiáng)，而背風(fēng)面氣流膨脹更明顯，從而導(dǎo)致鈍錐迎風(fēng)面壓力升高，背風(fēng)面壓力降低；攻角絕對(duì)值增大時(shí)，更多的超聲速氣流向鈍錐底部流動(dòng)，沖擊支撐，導(dǎo)致其迎風(fēng)一側(cè)的分離渦逐漸減小，背風(fēng)一側(cè)的分離渦逐漸增大。

圖11 不同攻角時(shí)圓錐對(duì)稱(chēng)面壓力等值線(xiàn)圖和流線(xiàn)示意圖（工況1）Fig.11 Pressure contour and streamline on symmetry section of blunt cone at different angles of attack （Case 1）

工況1 中不同攻角的鈍錐物面中心線(xiàn)壓力變化趨勢(shì)如圖12 所示，在鈍錐身部，隨著攻角的增大，中心線(xiàn)迎風(fēng)面壓力逐漸增大，背風(fēng)面壓力逐漸下降，導(dǎo)致鈍錐升力逐漸增大；圓錐底面壓力較低；在支撐面上，壓力也隨著攻角的增大而升高。

圖12 不同攻角時(shí)圓錐物面中心線(xiàn)壓力分布（工況1）Fig.12 Pressure distribution on wall center line of blunt cone at different angles of attack （Case 1）

工況1 中不同攻角的圓錐表面摩擦力x方向分量Cfx的等值線(xiàn)圖如圖13 所示，上述攻角范圍內(nèi)鈍錐肩部的摩阻最大，而頭部的摩阻很小。

圖13 不同攻角時(shí)圓錐表面摩擦阻力等值線(xiàn)圖和流線(xiàn)示意圖（工況1）Fig.13 Skin friction contour and streamline of blunt cone surface at different angles of attack （Case 1）

鈍錐外形為工況1 時(shí)壓力產(chǎn)生的軸向力系數(shù)（Pcx）和法向力系數(shù)（Pcy）以及摩阻產(chǎn)生的軸向力系數(shù)（fcx）和法向力系數(shù)（fcy）如表6 所示，在跨流域階段，鈍錐外形的壓阻占主要地位，對(duì)軸向力系數(shù)而言，壓力產(chǎn)生的軸向力約為摩阻的6倍，而法向力則高達(dá)26倍，且該比值幾乎不隨著攻角而變化。

表6 鈍錐表面壓力和摩阻系數(shù) CFD 計(jì)算結(jié)果（工況1）Table 6 Pressure and skin friction CFD results of blunt cone （Case 1）

鈍錐外形氣動(dòng)特性計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比如圖14 所示，跨流域微量氣動(dòng)力中的CN和Cmz計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果符合良好，說(shuō)明本文設(shè)計(jì)的微量天平可以用于跨流域條件下的CN和Cmz氣動(dòng)力測(cè)量；對(duì)于CA，CFD 計(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果相差較大，分析其原因可能是在鈍錐試驗(yàn)中，試驗(yàn)本身存在一定的偏差，如表3 所示，試驗(yàn)?zāi)Ｐ洼^小、氣動(dòng)力較小微量天平氣動(dòng)力測(cè)量也存在誤差，可能是試驗(yàn)件支撐結(jié)構(gòu)引起的誤差，導(dǎo)致CFD 軸向力CA結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果相差較大。

圖14 不同攻角時(shí)圓錐微量氣動(dòng)力CFD 計(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比Fig.14 Cone micro aerodynamics comparison between CFD result and wind tunnel test at different angles of attack

3.2 復(fù)雜升力體外形

三角翼升力體的計(jì)算網(wǎng)格同樣采用商業(yè)軟件生成，半模的流向×周向×法向網(wǎng)格為：181×91×141，且壁面第1 層網(wǎng)格距離為1×10-6m，如圖15 所示。

圖15 三角翼升力體計(jì)算網(wǎng)格剖面示意圖Fig.15 Schematic diagram of delta wing computation grid

不同攻角時(shí)三角翼升力體表面壓力等值線(xiàn)圖如圖16 所示，三角翼升力體頭部頂點(diǎn)壓力最高，物面壓力沿流向逐漸降低；隨著攻角由0°變?yōu)?°，三角翼升力體的迎風(fēng)面由y軸正向轉(zhuǎn)到y(tǒng)軸負(fù)向，且迎風(fēng)面壓力隨著攻角絕對(duì)值的增大而逐漸增大，從而導(dǎo)致三角翼升力體壓阻的法向力增大，軸向力增大。

圖16 不同攻角時(shí)三角翼升力體表面壓力等值線(xiàn)圖Fig.16 Pressure contour of delta wing surface at different angles of attack

不同攻角的三角翼物面中心線(xiàn)壓力變化趨勢(shì)如圖17 所示，在三角翼身部x= 0.07 m 之前，迎風(fēng)側(cè)壓力隨攻角增大而升高，背風(fēng)側(cè)壓力則降低，在x= 0.07 m 之后底部之前，表面壓力隨攻角的變化趨勢(shì)發(fā)生變化，在0°攻角時(shí)，其物面中心線(xiàn)上下壓力差最大，故而升力也最大。

圖17 不同攻角時(shí)三角翼升力體物面中心線(xiàn)壓力分布Fig.17 Pressure distribution on wall center line of delta wing at different angles of attack

三角翼升力體壓力產(chǎn)生的軸向力和法向力系數(shù)及摩阻產(chǎn)生的軸向力和法向力系數(shù)如表7 所示，在跨流域階段，對(duì)三角翼升力體外形而言，由于試驗(yàn)環(huán)境更加稀薄，摩阻和壓阻的比例相當(dāng)。

表7 三角翼升力體表面壓力和摩阻系數(shù)CFD 計(jì)算結(jié)果Table 7 Pressure and skin friction CFD results of delta wing

三角翼升力體氣動(dòng)特性計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比如圖18 所示，可以看出對(duì)于升力體試驗(yàn)?zāi)Ｐ?，跨流域微量氣?dòng)力試驗(yàn)結(jié)果與CFD 計(jì)算結(jié)果符合程度要比簡(jiǎn)單鈍錐模型差一些。分析其原因，作者認(rèn)為在該稀薄試驗(yàn)條件下，流動(dòng)雖然屬于跨流域階段，但是更靠近過(guò)渡流區(qū)的下邊界，除了升力體試驗(yàn)本身帶來(lái)的誤差外，本文考慮滑移邊界條件的求解N-S 方程的CFD 計(jì)算方法也是導(dǎo)致該誤差的原因，因此，對(duì)于此類(lèi)更為稀薄的試驗(yàn)條件，在以后的研究中應(yīng)該尋找更適合稀薄流域計(jì)算的直接模擬蒙特卡洛（Direct Simulation Monte Carlo， DSMC）方法。

圖18 不同攻角時(shí)三角翼升力體微量氣動(dòng)力CFD 計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比Fig.18 Micro aerodynamics of delta wing comparison between CFD results and test results at different angles of attack

4 結(jié) 論

針對(duì)跨流域環(huán)境的氣動(dòng)力風(fēng)洞試驗(yàn)測(cè)量需求，研制了微量天平測(cè)力系統(tǒng)，采用鈍錐簡(jiǎn)單外形進(jìn)行了驗(yàn)證試驗(yàn)，并對(duì)三角翼升力體復(fù)雜外形進(jìn)行了探索試驗(yàn)，通過(guò)數(shù)值計(jì)算方法對(duì)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了驗(yàn)證，得到以下結(jié)論：

1）鈍錐外形驗(yàn)證試驗(yàn)中，3 次試驗(yàn)時(shí)天平各載荷單元的氣動(dòng)數(shù)據(jù)重復(fù)性精度均優(yōu)于4.8%，說(shuō)明未來(lái)天平測(cè)量數(shù)據(jù)的重復(fù)性較好。

2）探索試驗(yàn)中，三角翼升力體外形采用了該風(fēng)洞目前能達(dá)到的最低狀態(tài)，試驗(yàn)結(jié)果表明該微量測(cè)力天平在極限狀態(tài)下表現(xiàn)較好。

3）數(shù)值計(jì)算得到的鈍錐和升力體氣動(dòng)力與微量天平測(cè)力吻合結(jié)果較好，校驗(yàn)了微量天平測(cè)力系統(tǒng)的可靠性，并實(shí)現(xiàn)了試驗(yàn)測(cè)量和數(shù)值模擬的相互驗(yàn)證。

4）對(duì)于簡(jiǎn)單鈍錐外形，在其試驗(yàn)條件下，鈍錐表面壓阻遠(yuǎn)高于摩阻。

5）對(duì)于復(fù)雜三角翼升力體外形，其試驗(yàn)條件更加稀薄，三角翼表面摩阻占比與壓阻相當(dāng)。