基本介紹
- 中文名：跨聲速流
- 外文名：transonic flow
- 所屬領域：航空航天
- 類型：流動特性
- 屬性：過渡面或聲速面
- 定義：馬赫數在0.8～1.4之間的流動
概念,特點,流場,計算方法,
概念
跨聲速一詞表示速度接近幹當地聲速的流動，這樣的流動既可能是亞聲速，也可能是超聲速；或者更一般地說，它可能兼有亞聲速與超聲速區。
對這個問題進行理論研究和實驗研究都很困難，理論處理的困難是由於亞聲速流的數學解(橢圓型方程解)與超聲速流的數學解(雙曲型方程解)有著不同的特性，當馬赫數接近於1時，在風洞中進行實驗研究會受到風洞氣流邊界(或者是洞壁，或者是射流的自由表面)的嚴重干擾而使試驗結果不可靠，最近的趨勢是傾向於套用多孔的或開縫的實驗段洞壁以便克服這些困難¨，其目的就是產生一種介於從固壁反射的同類渡系與從等壓邊界反射的異類波系之間的平均波系狀態。
特點
跨聲速流的主要特點就是既有亞聲速又有超聲速的混合流場。以高亞聲速機翼繞流為例，亞聲速流場占據著外流場的絕大部分，只是在機翼表面附近有小塊的超聲速流場，並可能出現激波。
跨聲速飛行範圍是以機翼表面出現激波為表征的。激波表示壓力的突變，激波出現的位置取決於飛行條件以及機翼弦向幾何特性。採用片條理論或者勢流面員法都不能精確計算跨聲速壓力，這是因為無論哪個方法都不能對激波模型化。
流場
跨聲速流的流場是既含有亞聲速區又含有超聲速區的混合流場，二者的分界線位置在求解前是未知的。因此，跨聲速流場的控制方程是具有內部未知邊界的混合型偏微分方程。對該類方程無論是進行理論分析還是數值求解都有較大難度。在跨聲速流動中，大部分氣流速度接近聲速，與擾動傳播的速度相近，使得擾動主要集中在與來流方向大致垂直的方向上。這樣，在風洞試驗中，從模型表面產生的擾動打到壁面後很容易直接反射到模型上，這種嚴重的沿壁干擾給跨聲速的試驗研究帶來很大的困難。很多類型的飛行器在跨聲速範圍內飛行。此外，航空發動機的葉柵流場、火箭發動機噴管喉部附近的流場以及鈍體超聲速繞流時引起的弓型激波後的流場中，都存在跨聲速流。因此，跨聲速流的研究有廣泛的套用價值。
計算方法
跨聲速計算是20世紀70年代以來氣體動力學和計算流體力學領域中發展最快的熱點問題之一。人們對跨聲速計算的新算法最關心的是：效率、捕捉激波的解析度、格式的精度與穩定性。
高效率算法，ADI方法(The Alternating Direction 1mplicit Techniqlie，交替方向隱格式)是最早用於跨聲速位勢函式和跨聲速流函式方法中將離散方程組進行求解的主要方法之一。之後隱式因式分解法(Implicit Approximate Factorizalion Scheme)獲得了發展並成功的用於求解原始參數Euler方程的求解．例如．R.M.Beam.R.F.Warnling.T.H.Pulliam．等人在這方面都做了大量工作。與此同時，LU格式(LU Decompositions)與SIP強隱式格式(Strongly Implicit Procedure)也飛速發展。20世紀90年代以來，非結構格線的出現，又從另外一個側面去探討實現高效率求解複雜流場的可能性。這裡所謂格線是結構的，就是指格線數據的生成能夠用數學表達式進行表達，它具有序列性和數據結構上的有序性。這裡所謂格線是非結構的，是指它既沒有嚴格意義上的數學遞推關係式，而且數據結構上具有一定的隨機性和白適應性的特徵。正因如此，非結構格線具有非常靈活與合理的布點功能，使它具有比結構格線更強的生命力。
