高攻角前機身次音速渦流流場計算

Computation of Subsonic Vortical Flow over a Forebodyat High Incidence

翁興中(Shing-Chung Onn) ； 楊乃中(Nai-Chung Yang) ； 魏建國(Chieng-Kuo Wei) ； 熊日瀾(Jih-Lan Hsiung)

《中國航空太空學會學刊》 28卷4期 (1996/12) Pp. 297-304

https://doi.org/10.6124/TAASRC.199612_28(4).04

摘要

本研究以「薄層Navier-Stokes迫近法」來模擬35度攻角、固體表面(Solid Surface)、5倍模型直徑正切尖拱形(Tangent-Ogive)前機身(Forebody)的次音速，M=0.2，渦流流場(Vortical Flow)。如同最近前人對於其他前機身模型的計算結果一樣，其「對稱的環向表面壓力」計算值與相對於攻角平面(Angle-of-At-Tack-Plane)「左右不對稱的環向表面壓力」量測值之「左右平均值」比較後可以發現，兩者非常接近。所以，本研究計算所得的高攻角載具之低次音速渦流流場是精確可靠的。

關鍵字

渦流 ； 高攻角 ； 低次音速流場 ； 紊流模式 ； 漩量密度

並列摘要

The thin-layer Navier-Stokes approximation is employed to simulate a M=0.2 subsonic vortical flow over a 5.0 D tangent-ogive forebody with solid surface at 35° angle of attack. As recently computed results for the other forebody models, the present computed flow is almost symmetric with respect to the angle-of-attack plane. The computed surface circumferential pressures lie close to the average of the corresponding asymmetric experimental those. Therefore, the present low subsonic vortical flow at high incidence is accurate and reliable.

並列關鍵字

Vortical Flow ； High Incidence ； Low Subsonic Flow ； Turbulence Model ； Helicity Density