后掠翼边界层定常横流涡的非线性演化

横流失稳是后掠翼边界层主要的失稳形式.实验和数值研究发现在后掠翼边界层转捩之前,有一段较长的非线性幅值饱和阶段,因此线性稳定性不能有效预测横流失稳转捩过程,所以研究横流涡的非线性演化过程就极为必要.以NLF(2)-0415翼型为研究模型,在来流Mach数为0.8、后掠角为45°、攻角为-4°的条件下,用扰动方程计算了定常横流涡非线性演化过程.结果显示非平行性起着更加不稳定的作用.当基本波的幅值到达0.1时,非线性作用开始明显.横流涡经历了非线性幅值饱和过程,涡的形状呈现半蘑菇状,涡的涡轴与边界层外缘无粘势流平行.饱和涡使得原有流场发生极大的扭曲,流向速度和展向剖面出现了拐点.

超音速后掠椭圆柱横流定常涡的不稳定特性及转捩预测

实验发现,一定条件下超声速后掠圆柱的前半圆上可能发生定常涡引起的转捩为了模拟高空超音速飞行器后掠翼前缘,以无限展向长度后掠椭圆柱为模型,基于e^N方法,根据.积分的N值,分析了迎风轴长度、Reynolds(雷诺)数、后掠角和Mach(马赫)数等参数的变化对超音速后掠椭圆柱横流定常涡不稳定性的影响研究结果表明,后掠椭圆柱的迎风轴长度增加,会使横流定常涡的不稳定性增强;Reynolds数增大.,使横流定常涡模态的不稳定性增强;不稳定性的强度与Reynolds数的大小为近似线性关系;飞行高度增加,Mach数变大,使横流定常涡的不稳定性变弱;后掠角在一定范围内的变化对横流定常涡的不稳定性影响不大这些结果有助于提高对高空超音速飞行器翼前缘转捩机理的认识,为横流转捩预测提供理论指导.