並列タイトル等A Curvilinear Coordinate Thin-Layer Navier-Stokes Hybrid Scheme for Transonic Airfoil Analysis
タイトル（掲載誌）航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory TR-913
一般注記遷音速翼型解析のため,二次元Navier-Stokes方程式(N-S式)に対して薄層近似を行ない,時間分割差分法による解法を示した。本研究は高精度陰的スキームを時間分割差分法に適用し,高精度高能率な遷音速翼型解析法の開発を試みるものである。遷音速粘性流で十分に妥当性のある薄層近似N-S式に対して,流れに沿うε方向には陽的二次精度MacCormack法を用いて,プログラムの効率化を考慮し,境界層を横切るη方向の差分演算子には予測子・修正子型Crank-Nicolson法を適用した。本法の確認のため,超音速層流平板境界層に適用し,解法の妥当性,粘性,圧縮性の効果を確認し,レイノルズ数,Re=10(exp 4)まで良好な結果を得た。ついで遷音速翼型解析として,円弧翼の層流解析に適用を試み,マツハ数,M∞=0.6～0.85, Re=10(exp 3)で結果をIAF法による航技研汎用プログラムNSFOILの結果と比較し,良好な一致を得た。その結果,本法を用いた遷音速翼型解析法開法の可能性が確認された。
A new procedure of hybrid finite difference scheme for the two-dimensional thinlayer Navier-Stokes equations in a body-fitted curvilinear coordinates is proposed. The present procedure utilizes a time and space splitting scheme which is a hybrid scheme composed of explicit and implicit schemes. MacCormack's explicit predictor-corrector scheme is applied to the flow direction. The predictor-corrector type Crank-Nicolson scheme originally developed for the boundary layer equations by Matsuno is extended to the Navier-Stokes equations and applied to the direction normal to the body surface and the boundary layer. Some numerical computations were made for a supersonic laminar boundary layer problem on a semi-infinite flat plate and for a parabolic are airfoil problem in transonic flow. Comparison of the results with the other numerical code, NSFOIL, shows favorable agreements although some improvement in computational efficiency still remains.
資料番号: NALTR0913000
レポート番号: NAL TR-913
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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