並列タイトル等Navier-Stokes simulation and linear stability analysis for a boundary layer on the swept cylinder
タイトル（掲載誌）航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory
一般注記層流制御とよばれる、翼上の層流・乱流遷移を遅らせる技術は、超音速で巡航する高速民間輸送機における抗力低減にとって重要である。境界層流の計算、流れの線形安定解析および解析で求めた空間増幅率の積分によって遷移の開始を数値的に予測する。遷移の予測に用いる境界層流は、一般に境界層コードにより計算されてきた。本論文では計算用のナビエ・ストークスコードを構築した。無限後退円柱周りの超音速流を密度の異なる3つの型の格子を用いて計算した。3つの格子で求めた境界層の速度-温度プロファイルの比較によって、ナビエ・ストークスコードの精度をテストした。さらに、付着線境界層を線形安定解析した。解析で求めた不安定領域はMalik(1988)の結果と良く一致し、ここで用いたナビエ・ストークスコードの精度の良さを確認した。
Techniques to delay laminar-turbulent transition on the wing, called laminar-flow control, are important for drag reduction of high-speed civil transports cruising at supersonic speeds. The onset of transition is numerically predicted by computation of a boundary-layer flow, linear stability analysis for the flow, and integration of the spatial growth rates obtained by the analysis. Boundary-layer flows used to predict the transition have been generally computed with boundary-layer codes. In this paper, a Navier-Stokes code is constructed for the computation. The supersonic flow around an infinite swept cylinder is computed with three types of grids, which have different resolutions. The accuracy of the Navier-Stokes code is tested by comparing velocity, and temperature profiles in the boundary layer obtained with these three grids. Furthermore, linear stability analysis for the attachment-line boundary layer is performed. The unstable ranges obtained by the analysis agree well with the results of Malik (1988), which confirm the accuracy of the present Navier-Stokes code.
資料番号: AA0001142000
レポート番号: NAL TR-1321
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連携機関・データベース国立情報学研究所 : 学術機関リポジトリデータベース（IRDB）（機関リポジトリ）
提供元機関・データベース宇宙航空研究開発機構 : 宇宙航空研究開発機構リポジトリ