地面對雙軌超聲速火箭橇的氣動特性影響研究

摘 要：地面對動態滑行狀態下雙軌火箭橇的氣動特性有較大影響。本文采用尺度自適應（SAS）方法和動網格方法結合的策略對Ma 2的雙軌火箭橇進行數值模擬，研究了地面導致的流場變化、氣動力及其時域和頻域特性。結果表明，激波和壓縮波在地面設施的反射會導致雙軌火箭橇下表面出現6處額外的高壓區，其中4處的形狀和強度會隨反射位置發生變化；地面導致升力時均值提升了9.6倍；氣動力呈現明顯的同頻周期性振蕩，升力振蕩幅值為時均值的28.6%，阻力振蕩較小。為雙軌火箭橇的減阻減振工作提供參考依據。

關鍵詞：雙軌火箭橇； 超聲速流動； SAS； 動網格； 氣動特性

中圖分類號：V216.8 文獻標識碼：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2024.04.005

基金項目： 航空科學基金（20200029052001，20220029052002）

火箭橇是一種大型、高精度的地面試驗設備，被廣泛用于試驗件在高速度、大過載狀態下的動態性能測試[1]。火箭橇試驗可以采用全尺寸外形進行動態測試，也便于控制試驗條件，兼具風洞試驗和飛行試驗的優點[2-3]。除了常見的空氣動力學試驗外，火箭橇還能進行導彈制導、阻力傘試驗、彈射救生和雨水侵蝕等試驗[4-5]。作為一種試驗范圍廣、寬速域的重要地面試驗手段，火箭橇在國防武器和高新民用裝備的研制中發揮著重要作用，受到世界各國的重視。目前除了火箭橇試驗水平最高的美國外，英國、俄羅斯、印度、日本等國也在大力發展自己的火箭橇試驗系統[6-7]。

按照軌道數，火箭橇一般可以分為單軌火箭橇和雙軌火箭橇，根據軌道間距，雙軌火箭橇又可以分為窄距雙軌和寬距雙軌。其中，單軌火箭橇成本低、運行速度峰值大，缺點是負載小，穩定性較差；寬距雙軌火箭橇穩定性好、負載高，可以進行全尺寸試驗，但速度較低；窄距雙軌兼具前兩者優點，目前創造世界最高速度記錄的火箭橇便是窄距雙軌火箭橇[8]。火箭橇試驗系統一般由滑車、鋼軌、扣件、滑靴、火箭發動機、數據采集系統等組成，滑車中有效載荷一般被固定在車體之上。由于滑車部分通過滑靴與軌道相連，軌道具有不平順度，并且滑靴與軌道間具有空隙，火箭橇的結構振動難以避免。Hooser等[9]指出火箭橇的振動環境受多種因素影響，其中最重要的因素是滑塊與軌道間隙的大小、火箭橇的運行速度、軌道的剛度和對齊精度。2006年美國霍洛曼空軍基地（HHSTT）的工程師使用傳統的彈簧、阻尼器，以及彈簧剛度和阻尼比的特定組合來實現低振動目標[10]。后來，泡沫等隔振材料也被運用到火箭橇的減振設計中，并取得了良好的效果[11]。隨著計算機水平的提高，通過數值仿真等手段研究火箭橇的振動問題成本更低且更高效[12]。此外，為了避免火箭橇的橇軌碰撞，磁懸浮技術被運用到火箭橇領域中。在2008年HHSTT的一次測試中，磁懸浮火箭橇在初始重量為495kg情況下，達到了673km/h的峰值速度[13]。隨著技術提升，磁懸浮火箭橇的速度提高到3000m/s[14]。

隨著火箭橇試驗速度的逐漸提高，激波干擾、氣動激勵等火箭橇空氣動力學問題也日益嚴重。火箭橇空氣動力學的前期研究主要依靠對正激波、斜激波、普朗特-邁耶和沖擊理論等相關基本方程的分析和一些經驗方法[15]，對于基本方程的分析有利于更加深入地了解問題的物理性質，但對專業知識的要求較高，并且適用范圍有限。與之相比，計算流體力學（CFD）的運用能夠較為全面地捕捉幾何構型的流場細節，并且適用范圍更加廣泛。近年來通過CFD方法研究火箭橇空氣動力學的研究逐漸變多，并且開發出可以快速預測火箭橇空氣動力學結果的集成工程級氣動分析工具[16]。

21世紀初，HHSTT的專家便指出火箭橇在超聲速和高超聲速測試中，各部件會受到地面反射激波和壓縮波的影響，這可能導致嚴重的熱負荷和結構負荷，并且提出了研究超聲速火箭橇空氣動力學加熱、激波沖擊和激波間相互作用的必要性[17]。Lofthouse等[18]也關注了火箭橇各結構產生的高壓區，指出了復雜的激波、壓縮波反射和其他流動結構相互作用產生的高溫高壓可能會損傷火箭橇的結構，降低火箭橇的性能。雖然關于火箭橇氣動問題的研究正逐漸變多，但對火箭橇地面效應下氣動問題的研究仍然不足，這直接導致了HHSTT試驗中的軌道斷裂[19]。目前研究者大多采用數值風洞方法對火箭橇氣動問題進行研究，而這種方法無法對真實的地面環境進行全尺寸建模。鄒偉紅[20]通過數值模擬研究了單軌及雙軌火箭橇在亞聲速、跨聲速和超聲速條件下火箭橇的氣動特征；張立乾等[21]分析了馬赫數在0.6～2.0范圍的氣動特性及存在俯仰、偏航情況下的氣動特性變化；楊東等[22]建立了無地面約束、有地面無軌、有地面有軌三種邊界下的仿真模型，對該三種邊界下Ma 5的高超聲速火箭橇進行了流動機理研究。結果表明，地面邊界使得火箭橇整體升力相比無地面工況提高了217%，有地面有軌火箭橇升力較之無軌無地面狀態提高了270%。該研究表明地面效應對超聲速火箭橇的氣動特性具有明顯影響，但這些研究并未考慮軌道、扣件、水槽等地面設施的影響。Krupovage等[23]將穩態風洞穩態測試力與火箭橇試驗準穩態測試力進行比較，得出1.5

綜上，常見的風洞試驗和數值風洞方法并不適用于動態運行狀態下的火箭橇研究，并且針對雙軌火箭橇的研究較少。本文以往的工作采用基于鋪層算法的動網格方法對單軌火箭橇的氣動特性進行研究，數值模擬結果的振動頻率與試驗數據吻合良好[24-26]。本文采用相同的數值模擬方法對全尺寸雙軌火箭橇試驗平臺進行數值仿真研究，以探究地面對動態滑行狀態下雙軌火箭橇的氣動特性影響，為后續雙軌火箭橇的外形改進提供研究基礎。

1 數值計算方法

1.1 控制方程組

1.3 計算方法

火箭橇沿軌道的滑行過程可以看作單自由度的平移過程，本文采用指定運動函數的動網格方法[24]對火箭橇的動態滑行過程進行模擬。采用基于鋪層算法的動網格方法對火箭橇的滑行過程進行模擬，需要將計算域的網格劃分為運動網格和靜止區域兩部分，指定高度的結構網格分別在移動區域的前端和后端合并和分裂。

式（1）～式（3）采用有限體積方法進行求解。為了捕捉超聲速火箭橇流場中的激波等強間斷結構，采用二階精度的Roe通量差分裂格式對黏性項和對流項進行離散。為了保證時間的二階精度，時間推進采用子迭代技術。在當前模擬中，火箭橇流場中的固壁設置為無滑移無穿透的絕熱壁，其他邊界設置為壓力遠場邊界條件。

1.4 計算模型

本文研究的雙軌火箭橇計算模型如圖1所示，有效載荷通過4個支撐件與車體連接，軌道通過豎直和橫向扣件固定于地面，同類型扣件周期分布于地面。本文采用動網格方法，為了提高計算精度并簡化計算，計算模型忽略了用于連接軌道和車體的滑靴。在一些氣動試驗中，有效載荷為一尖拱旋成體（如導彈[27]），在一些非氣動試驗中，為減小阻力，有效載荷被置于一旋成體內部，故本文的有效載荷選取典型的旋成體外形。有效載荷長度為L=3.523m，直徑為D=0.2m，中心線高度為0.867m。同類扣件間距為1.25m，雙軌間距為1.529m。火箭橇流場的數值模擬采用長方體計算域，如圖2所示，計算域的長寬高分別為28.75m、14.3m和7.82m。

為了對比分析地面對雙軌火箭橇氣動特性的影響，本文還對雙軌火箭橇的無限空間繞流工況進行研究，該工況下的計算域同樣為長方形計算域，長寬高分別為43.56m、32.16m和33.73m。

2 計算結果分析與討論

2.1 計算細節

為了便于討論，本文將火箭橇自由空間繞流工況記為Case1，火箭橇在軌運行工況記為Case2。兩種模型均采用混合網格，火箭橇附近采用非結構網格，其余部分均采用結構網格。沿火箭橇壁面法向對邊界層內的網格進行局部加密，第一層網格高度為8×10-6m，邊界層設置為25層。Case1采用數值吹風方法，網格總數約為1240萬。Case2采用基于鋪層算法的動網格方法，計算域被劃分為靜止區域和運動區域，如圖2所示，靜止區域網格總數約為1403萬，運動區域網格數約為2266萬。在運動區域前端和后端，網格以0.015m的尺度合并和分裂。所有模擬的時間步長均為2×10-6s，環境溫度為300K，來流（滑行）Ma均取為2，來流（滑行）迎角均為0。

2.2 地面對火箭橇流場特征的影響

為了對比分析地面對雙軌火箭橇流場的影響，圖3給出了雙軌火箭橇在自由空間與地面運行時的靜壓分布和火箭橇表面極限流線分布圖，圖中紅色虛線為動網格邊界。與具有卵形頭部的單軌火箭橇[25-26]相比，雙軌火箭橇流場中主要激波源于空氣在車體前端的壓縮，錐形頭部產生的弓形激波較弱。除此之外，雙軌火箭橇后部（A區域）也會產生壓縮波，出現了明顯的高壓區。與單獨的旋成體不同[28]，由于滑車的存在，雙軌火箭橇尾部產生的PrandtlMeyer膨脹波并不對稱。雙軌火箭橇表面的高壓區為車體前端、前支撐件前端和A區域，這為雙軌火箭橇的減阻修型提供了參考。從雙軌火箭橇表面壓力分布和流線分布可以看出，Case1和Case2中的火箭橇在車體以上部分空氣流動和壓力分布幾乎一致。在車體下方，由于Case2中的激波在地面設施發生了反射，流場中出現了明顯的高壓區。

為了進一步研究雙軌火箭橇車體產生的激波在地面設施的反射情況，圖4給出了激波在不同地面設施位置發生反射時的靜壓分布。可以看出，車體上方的流場結構并未與單軌火箭橇[26]一樣在不同時刻發生明顯變化，車體下方的流場結構變化明顯。在激波未遭遇扣件的t0時刻，激波在地面發生規則反射。在t0+0.0006s時刻，激波撞向橫向扣件，激波反射增強。在t0+0.0012s時刻，激波在豎直扣件前方發生反射，此時的反射激波也較強。由于車體的特殊構造，車體尾部也會產生壓縮波，該壓縮波也會隨著火箭橇與扣件的相對位置變化而呈現非定常反射特征。

為了直觀展示反射激波和壓縮波對雙軌火箭橇的影響，圖5給出了火箭橇下表面的壓力系數分布云圖。可以看出，當不存在任何地面設施時，火箭橇底部除車體前端外并未出現明顯的高壓區。當火箭橇在軌運行時，火箭橇底部除車體前端外出現了6個明顯的高壓區。其中，高壓區A1和A2為車體前端激波與兩條軌道碰撞反射至火箭橇下表面所致；高壓區B源自地面和扣件處的前端激波反射作用；高壓區C源屬于前端激波與水槽處碰撞反射至車體尾部的結果，呈現片狀分布；高壓區D1和D2則是來源于車體尾部的壓縮波與兩條軌道碰撞的反射作用。從圖5還可以看出，當激波與不同幾何構型物體發生碰撞時，反射激波（或壓縮波）的影響范圍有很大區別。當激波與凹面物體（如水槽）發生碰撞時，激波在凹面物體內部發生多方向反射，形成復雜的壓縮波系，進而使得作用于火箭橇下表面的高壓區范圍較大。當激波與凸面物體（如軌道、扣件）或平面物體發生碰撞時，僅發生單方向反射，進而使得作用于火箭橇下表面的高壓區范圍較小。高壓區域A1和A2的形狀和壓力大小并未隨著時間不同而變化，說明激波在軌道的反射是定常的。區域B、D1和D2的變化分別是激波和壓縮波在扣件和地面不同位置反射導致的。高壓區域C隨著不同時刻而變化是由于來自水槽的反射激波在向上傳播的過程中受到了來自扣件的反射激波的影響。不同時刻火箭橇底部的壓力變化會進一步導致火箭橇氣動力的波動。

2.3 地面對火箭橇氣動力特征的影響

為了定量分析地面對雙軌火箭橇氣動力的影響，表1給出了Case1和Case2中火箭橇升力和阻力的時均值。與在自由空間中的單獨旋成體[26]不同，Case1中的雙軌火箭橇存在升力，升力值為-8.84kN（負號表示火箭橇受到豎直方向的下壓力）。負升力源于全尺寸的雙軌火箭橇上下表面空氣流動狀態的不同而形成的壓強差。Case2的火箭橇升力時均值約為Case1的10.6倍，這說明地面對雙軌火箭橇的升力影響極大，在對火箭橇的升力的研究中不可忽略。與單軌旋成體類似[26]，兩種工況下的火箭橇阻力時均值相近，這說明地面對火箭橇阻力的影響很小。在后續單獨對火箭橇阻力時均值進行研究時，為簡化計算，地面可以忽略。

以火箭橇運行狀態下的監測點壓力變化表示火箭橇表面的局部受力情況。圖6為火箭橇表面監測點P1～P8的壓力信號，其中P1、P2位于有效載荷下表面，如圖3（b）所示，P3～P8位于車體下表面，如圖5（b）所示。整體上看，P1～P8的壓力均呈現明顯的周期性振蕩。各監測點壓力振蕩周期相同，皆等于激波掠過相鄰同類扣件的時間T（T=L/v，其中，L為同類周期間距，v為火箭橇運行速度），這說明監測點壓力的周期性振蕩源于激波在扣件處的周期性反射。P1、P2和P7的壓強均在一個大氣壓p∞以下波動，這說明該三點所在位置一直處于低壓區。P6壓力信號在一個大氣壓p∞上下波動，說明在火箭橇運行過程中，該點所在位置存在高壓和低壓的交替變化。

為進一步探究雙軌火箭橇的壓力振蕩的頻域特征，采用功率譜密度（PSD）對壓力信號進行分析。圖7為P1～P8壓力信號的PSD分析曲線，圖中給出了各監測點壓力信號的主要能量頻率。可以看出，不同位置監測點壓力信號的主要能量頻率f1、f2和f3相同，頻率間存在關系：f2=2f1、f3=3f1和f3=f1+f2，在之前單軌火箭橇研究中發現的倍頻諧聲現象[24，26]同樣存在。

為了分析火箭橇在動態運行過程中整體的受力特征，圖8給出了火箭橇瞬時升阻力變化分布圖。可以看出，升阻力信號呈現明顯的周期性波動，波動周期同樣等于火箭橇掠過兩個相鄰同類扣件的時間。與局部壓力信號不同，雙軌火箭橇的升阻力曲線在一個周期內僅有一個峰值，這說明雖然地面反射激波等對火箭橇局部壓力影響較為復雜，但對火箭橇整體而言，一個扣件周期只造成一次升力波動。地面導致的阻力波動幅值為2.15kN，為時均阻力值的1.5%，再次說明，在單獨研究火箭橇阻力值時，地面環境可以忽略。升力波動幅值為24.28kN，為時均升力值的28.6%，升力的大幅振蕩是火箭橇氣動致振的主要原因。

Lamb[19]的研究指出，即使火箭橇在很短的時間內與軌道發生共振，都會導致試驗失敗甚至軌道斷裂。對于氣動致振的研究不足直接導致了HHSTT在SM-2導彈和PAC-3導彈試驗中的軌道斷裂。所以，對火箭橇氣動力振蕩的頻率進行研究是必要的。采用PSD方法對火箭橇升阻力信號進行處理，得到的結果如圖9所示。升阻力的能量頻率分別為f1= 544.5Hz，f2=1087.5Hz和f3=1632.9Hz。升阻力的能量頻率與監測點壓力能量頻率相同，這說明運行狀態下的火箭橇升阻力振蕩頻率僅與周期性扣件有關。在進行雙軌火箭橇設計時應注意同類扣件間距、火箭橇運行速度與軌道固有頻率的關系，避免發生共振。

3 結論

本文采用SAS和基于鋪層算法的動網格方法相結合的策略對運行速度為Ma 2的雙軌超聲速火箭橇滑行狀態進行數值模擬，并將其數值結果與雙軌火箭橇的無限空間繞流結果進行對比分析。經過對雙軌火箭橇的流場特征和氣動力的分析研究，得到以下結論：

（1） 車體前端產生的激波和尾部產生的壓縮波會在地面設施處發生反射，導致雙軌火箭橇下表面出現6處高壓區，其中4處高壓區的形狀和強度會隨時間發生變化。

（2） 地面帶給了雙軌火箭橇9.6倍的升力時均值提升，而對雙軌火箭橇阻力時均值的影響較小，可以忽略。

（3） 監測點壓力信號和升阻力信號均呈現明顯的周期性振蕩，振蕩周期僅與火箭橇運行速度和同類扣件間距有關；升力振蕩幅值為升力時均值的28.6%，阻力振蕩可忽略。

參考文獻

[1]Walia S， Satya V， Malik S， et al. Rocket sled based high speed rail track test facilities： a review[J]. Defence Science Journal， 2022， 72（2）： 182-194.

[2]Lumb S， Bosmajian N， Hooser C. Non-vitiated hypersonic pro‐pulsion system testing at the Holloman high speed test track[C]. 41st AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference Exhibit， 2005： 3896.

[3]Schmitz C， Palazotto A， Hooser M. Numerical investigation of the gouging phenomena within a hypersonic rail-sled assembly[C]. 19th AIAA Applied Aerodynamics Conference， 2001： 1191.

[4]Minto D W. The Holloman high speed test track hypersonic up‐grade program status[C]. 22nd AIAA Aerodynamic Measure‐ment. Technology and Ground Testing Conference， 2002： 3055.

[5]詹澤深， 溫天佑. 抗1000km/h高速氣流吹襲的保護頭盔及氧氣面罩的研制[J]. 航空學報， 1995（1）： 19-23. Zhan Zeshen， Wen Tianyou. The development of the protective helmet and oxygen mask a gainst the wind blast at a velocity of 1000km/h[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinca， 1995（1）： 19-23. （in Chinese）

[6]Nakata D， Yajima J， Nishine K， et al. Research and development of high speed test track facility in Japan[C]. 50th AIAA Aerospace Sciences Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition， 2012：928.

[7]Minto D. Recent increases in hypersonic test capabilities at the Holloman high speed test track[C]. 38th Aerospace Sciences Meeting and Exhibit， 2000： 154.

[8]夏有財， 徐進新， 耿強. 火箭橇試驗系統研究現狀與趨勢[C]//中國航天第三專業信息網第四十屆技術交流會暨第四屆空天動力聯合會議， 2019： 92-96. Xia Youcai， Xu Jinxin， Geng Qiang. Research status and trend of rocket sled test system[C]//Proceedings of the 40th Techni‐cal Exchange Conference and the Fourth Joint Conference on Aerospace Power of China Aerospace Third Professional Infor‐mation Network， 2019： 92-96. （in Chinese）

[9]Hooser M. Soft sled： the low vibration sled test capability at the Holloman high speed test track[C]. 2018 Aerodynamic Measurement Technology and Ground Testing Conference， 2018： 3872.

[10]Hooser M. The Holloman high speed test track gone soft： recent advances in hypersonic test track Vibration Environment[C]. 22nd AIAA Aerodynamic Measurement Technology and Ground Testing Conference， 2002： 3035.

[11]Turnbull D， Hooser C， Hooser M， et al. Soft sled test capability at the Holloman high speed test track[C]. US Air Force TE Days 2010， 2010： 1708.

[12]Schwing A. Dynamic simulation in support of ground testing at the Holloman High Speed Test Track[C]. 21st Aerodynamic Measurement Technology and Ground Testing Conference， 2000： 2291.

[13]Bosmajian N， Minto D， Holland L. Status of the magnetic levitation upgrade to the Holloman High Speed Test Track[C]. 21st Aerodynamic Measurement Technology and Ground Testing Conference， 2000： 2289.

[14]Bosmajian N. Development of a hypersonic test facility： A national asset utilizing magnetic levitation[C]. 38th Aerospace Sciences Meeting and Exhibit， 2000： 160.

[15]Jerome C， Detlev W， Joseph N， et al. Equations， tables， and charts for compressible flow[R]. NASA-L-1135， 1953.

[16]Hegedus M， Mendenhall M， Perkins S， et al. Engineering anal‐ysis for rocket sled aerodynamics[C]. 44th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit， 2006： 664.

[17]Schoenfeld W. Requirements for upgrading the Holloman high speed test track computational fluid dynamics analytical capa‐bility[C]. 21st Aerodynamic Measurement Technology and Ground Testing Conference， 2000： 2288.

[18]Lofthouse A， Hughson M， Palazotto A. Computational aerodynamic analysis of the flow field about a hypervelocity test sled[C]. 41st Aerospace Sciences Meeting and Exhibit， 2003： 981.

[19]Lamb J. Critical velocities for rocket sled excitation of rail resonance[J]. Johns Hopkins APL Technical Digest， 2000， 21（3）： 448-458.

[20]鄒偉紅. 火箭滑橇空氣動力的數值模擬[D]. 南京： 南京理工大學， 2008. Zou Weihong. Computational aerodynamic simulation of the rocket sled[D]. Nanjing： Nanjing University of Science and Technology， 2008. （in Chinese）

[21]張立乾， 鄧宗才， 陳向東， 等. 超聲速單軌火箭滑橇氣動特性數值模擬[J]. 彈道學報， 2011， 23（4）： 100-104. Zhang Liqian， Deng Zongcai， Chen Xiangdong， et al. Numeri‐cal simulation of aerodynamic characteristic of supersonic monorail rocket sled[J]. Journal of Ballistics， 2011， 23（4）： 100-104. （in Chinese）

[22]楊東，劉振，周學文，等. 高超聲速火箭橇地面軌道效應研究[C]. 2017年（第三屆）中國航空科學技術大會，2017： 133-140. Yang Dong， Liu Zhen， Zhou Xuewen， et al. The ground and track effects aerodynamics on hypersonic rocket sled[C]. 2017（3rd） China Aviation Science and Technology Conference， 2017： 133-140. （in Chinese）

[23]Krupovage D J， Mixon L C， Pokorny O T. Wind-tunnel and full-scale forces on rocket sleds[J]. Journal of Spacecraft and Rockets， 1967， 4（10）： 1346-1351.

[24]Wang Bin， Zheng Jing， Yu Yuanyuan， et al. Shock-wave/railfasteners interaction for two rocket sleds in the supersonic flow regime[J]. Fluid Dynamics and Materials Processing， 2020， 16： 675-684.

[25]Yu Yuanyuan， Wang Bin， Xu Changyue， et al. Aerodynamic characteristics of supersonic rocket-sled involving waverider geometry[J]. Applied Sciences， 2022， 12（15）： 7861.

[26]余元元， 王方元， 王彬， 等. 超聲速火箭橇流動特征和氣動力激勵振動分析[J]. 西北工業大學學報， 2022， 40（5）： 1080-1089. Yu Yuanyuan， Wang Fangyuan， Wang Bin， et al. Analysis on flow characteristics and aerodynamic-force-induced vibration of supersonic rocket-sled[J]. Journal of Northwestern Polytechnical University， 2022， 40（5）： 1080-1089. （in Chinese）

[27]王奕權， 曹軍偉， 袁成. 機載高超聲速飛行器中的軸對稱旋成體氣動布局研究綜述[J]. 航空科學技術， 2023， 34（4）： 11-20. Wang Yiquan， Cao Junwei， Yuan Cheng. Review of aerodynamic layout of axisymmetric rotating body in airborne hypersonic vehicle[J]. Aeronautical Science Technology， 2023， 34（4）： 11-20. （in Chinese）

[28]陳嘉， 李雪兵， 徐忠楠， 等. 空基回收無人機頭部繞流場CFD仿真與分析[J]. 航空科學技術， 2022， 33（10）： 103-110. Chen Jia， Li Xuebing， Xu Zhongnan， et al. CFD simulation and analysis of aerial recovery UAV bow wave[J]. Aeronautical Science Technology， 2022， 33（10）： 103-110. （in Chinese）

Effect of Ground on Aerodynamic Performance of a Double-track Supersonic Rocket-sled

Wang Fangyuan1，3， Lin Xiaohui1， Yu Yuanyuan2， Dong Lingfeng1， Zheng Daren1， Xu Changyue1，3

1. Key Laboratory of Aircraft Environment Control and Life Support， MIIT， Nanjing University of Aeronautics and Astronautics， Nanjing 210016， China

2. AVIC Aerospace Life-Support Industries， Co.，Ltd.， Xiangyang 441003， China

3. Aviation Key Laboratory of Science and Technology on Life-Support Technology， Xiangyang 441003， China

Abstract： The aerodynamic characteristics of the rocket sled are significantly influenced by the ground as the rocket sled moves along the track. To analyze the flow field and force characteristics of the double-track rocket sled， changes in the flow field， time-averaged force and their characteristics in both time and frequency domain are investigated using scale adaptive simulation （SAS） and the dynamic mesh method at a Ma 2. The results show that the reflection of shock waves and compression waves on the ground facilities could lead to 6 extra high-pressure areas on the lower surface of the double-track rocket sled， and 4 of them could change with different reflection positions. The ground environment causes the time-average lift to increase by 9.6 times. The pressure signal and instantaneous aerodynamic force indicate strict periodic oscillation at the same frequency， the amplitude of the lift oscillation is 28.6% of the lift showing a lower drag oscillation. The present findings would contribute to the drag and vibration reduction of the double-track rocket sled.

Key Words： double-track rocket sled； supersonic flow； SAS； dynamic mesh； aerodynamic characteristics