后掠翼型截面亚音速流动的直接数值模拟与模态分析
流体动力学
2019-01-16 v1
摘要
应用直接数值模拟(DNS)与模态分析技术来研究雷诺数为 50,000 时 NACA-0012 翼型上的流动。考虑了两种后掠构型下的三个不同后掠角，即 0、20 与 40 度。利用分离泡模型，将雷诺数与厚度效应与后掠效应分离。观察到转捩流动结构随后掠角改变，后掠情形展现出更具展向相干性的大尺度结构。在 20 度后掠角下这些结构垂直于自由来流方向，而在 40 度下它们平行于前缘。DNS 数据的傅里叶分析与全局稳定性分析之间的良好一致表明，这些变化是由于 40 度后掠情形中出现了不稳定的全局模态。该全局模态具有声学与涡旋耦合支撑，意味着后缘发声与剪切层不稳定性之间的耦合。动态模态分析显示出高度后掠情形中存在低频非声学模态，而未后掠情形中不存在。
引用
@article{arxiv.1901.04727,
title = {Direct numerical simulations and modal analysis of subsonic flow over swept airfoil sections},
author = {Nicola De Tullio and Neil D Sandham},
journal= {arXiv preprint arXiv:1901.04727},
year = {2019}
}
备注
27 pages, 17 figures