【摘 要】
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首先采用非线性抛物化扰动理论分析了来流Ma=0.05,0.7,1.5的条件下,后掠机翼流动的非线性失稳过程；计算结果表明来流Ma数激励了横流涡的发展,增加了饱和横流涡的流向涡量,
【机 构】
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中国空气动力研究与发展中心,四川绵阳621000
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首先采用非线性抛物化扰动理论分析了来流Ma=0.05,0.7,1.5的条件下,后掠机翼流动的非线性失稳过程；计算结果表明来流Ma数激励了横流涡的发展,增加了饱和横流涡的流向涡量,并且来流Ma数增加,对饱和横流涡的形状和位置几乎没有影响.其次,采用Floquet理论分析了来流Ma对饱和横流涡二次失稳的影响,计算结果表明虽然横流涡涡轴速度沿壁面方向和展向梯度随来流Ma增加,来流Ma数仅是增强了二次失稳"z"模态,而对二次失稳"y"模态影响几乎可以忽略.最后,虽然目前不可压缩后掠机翼湍流转捩实验一致认为来流噪声对横流转捩几乎没有影响,但计算结果强调了在超声速来流条件下,来流声波扰动对后掠机翼流动湍流转捩的潜在性作用.
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