跨声速翼型上激波／边界层干扰的自适应控制计算

在激波区使用自适应壁对跨声速翼型上的激波/边界层干扰进行控制,可改变机翼的气动性能。这种被动控制可通过在翼型的激波区开一凹腔,其上覆盖一弹性橡胶膜柔壁来实现。本文给出用N-S方程数值模拟这一自适应控制翼型的跨声速粘性绕流,提出了一个适用于本特殊情况(物面边界局部地区在求解过程中有变化)的处理办法。并探讨了自适应柔壁对当代跨声速翼型绕流的影响。     

跨声速开槽壁超临界翼型洞壁干扰的N－S方程模拟

本文采用二维可压缩非定常Ｎ－Ｓ方程模拟了带有上下开槽壁的跨声速二维管风洞中超临界翼型绕流的流场。网格生成中内层采用解双曲型偏微分方程，外层采用代数生成法。开槽壁采用只有压力梯度没有顶板运动的Ｃｏｕｅｔｔｅ流动的解析解近似。推导出槽间流动与开闭比的三次方关系。上下壁边界层可由无滑移条件直接模拟，也可用平板边界层近似。本文对驻室压力作了几种近似处理，结果表明，所给Ｎ－Ｓ方程的边界条件与风洞实验多接近一步，其结果就符合得更好，这为下一步用Ｎ－Ｓ方程进行洞壁干扰修正打下了基础。     

用N-S方程求解柔壁翼型绕流

用 N- S方程数值模拟带有自适应柔壁被动控制的翼型粘性绕流。用时间推进法求解这种准定常绕流。在时间历程中 ,柔壁自适应变化 ,最后与整个流场一起趋于定常。比较了柔壁和刚壁两种翼型的压力场和等马赫线及等密度线等