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机翼冲击波爆发的整体不稳定性。 (英语) Zbl 1460.76628号

小结:在发动机边缘跨音速飞行中,机翼上的冲击抖振仍然是一个尚未解决且有争议的流动现象,对基础流体力学和应用飞机空气动力学都提出了挑战。它的动力学是通过展向激波振荡和间歇性湍流边界层分离的相互作用来揭示的。在建立安全飞行包线时,需要考虑产生的非定常气动载荷及其与柔性飞机结构的相互作用。本文讨论了导致这种流动不稳定性的全球不稳定性问题。首次在工业相关配置上表明,单个不稳定振荡本征模的动力学在准刚性机翼的近端冲击抖振中起着重要作用。它的三维空间结构,先前从实验和时间推进模拟中推断出来,描述了剪切层脉动与外部传播的激波振荡同步的沿跨度扩展的口袋。结果还表明,二维机翼通常报告的临界整体冲击波模式的概念也适用于三维有限和后掠机翼,尽管存在不同的模式。具体而言,在自由流马赫数为0.85,每根参考弦的雷诺数为(5.0乘以10^6),攻角在(3)之间变化的情况下,研究了现代机翼设计,即NASA通用研究模型,以及公开可用的几何和试验数据,以供代码验证。5^°)和(4。0^°\)针对不稳定开始。失稳开始时的Strouhal数略高于\(3。7^°)约为0.39。同时,一个本征模带在Strouhal数范围(0.3至0.7)内的衰减率降低,在开始之后出现其他不稳定振荡模。重要的是,这些新兴模式似乎离散了中波长模式的连续频带,正如最近使用稳定性分析对无限后掠机翼所报道的那样,因此将这些发现推广到有限机翼。通过传统的时间推进非定常模拟,探讨了临界线性本征模是如何在不稳定开始附近馈入非线性饱和极限循环振荡的。所建立的数值策略,使用带移位和反转谱变换的迭代内外Krylov方法和稀疏迭代线性解算器,用工业雷诺平均Navier-Stokes流解算器解决出现的大规模特征值问题意味着可以研究高雷诺数条件下的实际非规范测试用例。数值结果可能被用于未来机翼设计中更有效的非定常流动分析,并为流动控制和模型简化提供途径。

MSC公司:

76升05 流体力学中的冲击波和爆炸波
76E09型 流体动力稳定性中非平行流的稳定性和不稳定性
76小时05 跨音速流动
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全文: 内政部

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