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在文献[1]中,我们曾指出对于局部超音速点,存在一个小于1而大于零的ω_0。当松弛因子满足0<ω_0<0≤1时,改进迭代是稳定的。这个结论是错误的。错误来自在附录2中,令ω→0,而未对|B_2|~2—|A_2|~2作精密的量级分析。正确的结论是:在局部超音速点,对改进迭代找不到满足稳定条件的ω。下面证明这结论: 相似文献
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提高钝前缘翼型的跨音速压力分布计算方法的精度与效率对翼型设计十分重要。国内对跨音速小扰动势流方法进行了研究,但对M_∞>0.8的超临界情况尚未计算。国外文献[3]指出当M_∞>0.9时完全速势方程的一种方法失败了。 本文试图改进经典的小扰动势流方程,探索比较稳定的迭代方法和超松弛方法,以克服超临界流计算常常不易收敛的困难,使小扰动势流计算的应用范围扩大到更高的M 相似文献
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引言 对跨音速势流方程采用混合差分线松弛求解,常碰到稳定性和收敛性问题。差分方程的舍入误差,若在求解过程中不会增长,则格式稳定。当选取的步长趋于零时,差分方程的解趋于微分方程的解,则格式收敛。要得到所要求的解,必须使差分格式既稳定又收敛。由于跨音速势流方程的非线性,严格的稳定性与收敛性证明十分困难。大量的计算实验指出:在松弛求解中,计算是否稳定,是否收敛和当收敛时的收敛速度, 相似文献
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本文在机翼钝前缘处用精确速势方程和精确的边界条件,其他地方用纵向大扰动而横向小扰动的速势方程和相应的边界条件,联立求解。数值算例1为矩形机翼,展弦比λ=12,翼剖面为NACA0012,自由流的马赫数M∞=0.63,迎角α=2°,翼根剖面压力分布的计算结果与二元亚音速精确数值解(Sells,1968)接近。算例2为NACA RM A51G31实验的机翼,垂直于1/4弦线的翼剖面为NACA64A010,其后退角χ1/4=45°,λ=3,根梢比η=2,M∞=0.4,0.8,0.9,α=2°。计算与实验接近。 本文建立跨音速定常小扰动速势差分方程的线松弛改进迭代在局部线化假设下的稳定性条件和松弛解收敛到原来的微分方程解的条件。这些条件大多数与数值实验相符。 相似文献
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