绕飞机的定常跨音速势流的有限差分计算

假设扰动速度在飞机的横截而上的分量比自由流速小得多,而扰动速度的纵向分量则可不小。由此简化速势方程,用Murmman-Cole的混合差分格式求解。机翼(尾翼)及其尾涡上的边界条件同样简化。将速势场解析延拓到机身内部,任意形状机身的边界条件得到满足。远场边界条件按照Klunker计算。速势的有限差分方程用线松弛求解。机翼对平尾的干扰近拟地计入机翼尾涡的畸变。压力系数用精确的柏努利方程计算。给出两个算例,与已知的风洞实验结果尚符合:(1)机身-上单翼-下平尾-立尾组合体,取自NACA TN 4041,自由流的M数为0.25和0.95;(2)机翼-机身组合体,取自NASA TND-830,自由流的M数为1.05,迎角α=2.2°。网格分别取38×23×17和25×19×19,所有的迭代以扰动速势为零作为初场,达到收敛的迭代次数分别约为200和1500,为了加速收敛,算例(2)取松弛参数ω=1.7(M<1)和1.5(M>1)。