三维Mach2后掠翼边界层的线性稳定性研究

【作者】 王亮； 陈曦； 涂国华； 韩忠华；

【机构】 中国空气动力研究与发展中心,空天飞行空气动力科学与技术全国重点实验室； 西北工业大学,航空学院； 飞行器基础布局全国重点实验室；

【摘要】 超声速机翼边界层转捩问题是超声速民机设计关心的重要问题之一,但相较低速情形相关研究还十分匮乏。本文利用有限体积法、线性稳定性(LST)和二维全局稳定性分析(BiGlobal),针对0度攻角风洞工况条件下(马赫数2,单位雷诺数3.29×10~7/m,来流温度158.16K)的超声速65°后掠翼(模型来源于中国航空工业空气动力研究院,如图1a)边界层稳定性进行了计算分析。研究发现:1.展向(图1d)三个切面的LST结果表明不稳定模态形状和增长率变化不大,说明三维机翼流场在展向仍可近似视为均匀;2. LST结果表明,不稳定模态(图1b、c)随着流向距离的增加,不稳定模态经历了从两个峰值演变为一个峰值的过程。其中,上游的两个峰值分别对应横流模态和TS模态,主频均在100kHz左右,而下游的单个峰值对应横流模态,主频约为46 k Hz,且增长率随流向呈下降趋势。3. BiGlobal结果表明单个频率的横流特征值谱包含众多不稳定模态,图1e展示了其中一个横流模态(50kHz)的空间结构,可见其呈现倾斜的条带结构,靠近接触线。更多还原