郑郁文, 罗时钧
Zheng Yuwen, Luo Shijun
摘要: 本文在机翼钝前缘处用精确速势方程和精确的边界条件,其他地方用纵向大扰动而横向小扰动的速势方程和相应的边界条件,联立求解。数值算例1为矩形机翼,展弦比λ=12,翼剖面为NACA0012,自由流的马赫数M∞=0.63,迎角α=2°,翼根剖面压力分布的计算结果与二元亚音速精确数值解(Sells,1968)接近。算例2为NACA RM A51G31实验的机翼,垂直于1/4弦线的翼剖面为NACA64A010,其后退角χ1/4=45°,λ=3,根梢比η=2,M∞=0.4,0.8,0.9,α=2°。计算与实验接近。 本文建立跨音速定常小扰动速势差分方程的线松弛改进迭代在局部线化假设下的稳定性条件和松弛解收敛到原来的微分方程解的条件。这些条件大多数与数值实验相符。