高速三角翼边界层定常涡演化的数值研究OA

以高速三角翼边界层为研究对象,采用直接数值模拟方法,研究了翼前缘吹吸对横流定常涡的激发和演化过程,并分析了e^(N)转捩预测方法在三维边界层定常涡线性演化幅值预测中的准确性。研究结果表明,边界层定常涡的下游演化路径与其展向波数密切相关。随着展向波数增大,定常涡的实际演化路径与e^(N)方法在三维边界层中常用的积分路径(无黏流线)偏差逐渐增大,从而导致扰动幅值演化预测的明显偏差。为此,在无黏流线的基础上提出了一种积分路径修正方法,实现了对高展向波数定常涡演化路径的准确预测。与直接数值模拟结果的比较表明,对展向波数β=7.5和β=10的定常涡,其幅值预测最大偏差分别从12%、6%降至1%,采用修正路径进行积分能够明显提升线性稳定性理论(e^(N)方法)对三角翼边界层定常涡幅值演化的预测精度。该工作为横流不稳定性占主导的高速三角翼构型的转捩预测提供了一种实用的改进方法。