| Item type |
テクニカルレポート / Technical Report(1) |
| 公開日 |
2015-03-26 |
| タイトル |
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タイトル |
Computation of Three-Dimensional Viscous Transonic Flows Using the LU-ADI Factored Scheme |
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言語 |
en |
| 言語 |
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言語 |
eng |
| 資源タイプ |
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資源タイプ識別子 |
http://purl.org/coar/resource_type/c_18gh |
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資源タイプ |
technical report |
| 著者 |
藤井, 孝藏
FUJII, Kozo
OBAYASHI, Shigeru
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| 著者所属 |
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航空宇宙技術研究所機体第二部 |
| 著者所属 |
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東京大学大学院 |
| 著者所属（英） |
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en |
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Second Airframe Division, National Aerospace Laboratory(NAL) |
| 著者所属（英） |
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en |
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Graduate School, The University of Tokyo |
| 出版者 |
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出版者 |
航空宇宙技術研究所 |
| 出版者（英） |
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出版者 |
National Aerospace Laboratory(NAL) |
| 書誌情報 |
en : Technical Report of National Aerospace Laboratory TR-889T
巻 889T,
p. 18,
発行日 1985-11
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| 抄録 |
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内容記述タイプ |
Abstract |
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内容記述 |
2次元遷音速粘性流解析で成功を収めたLU-ADI法が3次元に拡張された圧縮性ナビエ・ストークス方程式に適用された結果,良好な成果が上げられた。数値計算は大迎角をもった半球頭円柱回わりの弱超音速流及び後退角をもった翼に対して行なわれた。流れ場は衝撃波と境界層の干渉などを生じ複雑となるため新しいスーパーコンピューターが計算には不可欠であり,実際に最大約1GFLOPSをもつスーパーコンピューターを用いて約20万程度の格子点による計算がおこなわれた。実際の計算時間は各々2時間程度であった。半球頭円柱回わりの超音速流の計算は風下側に生ずる衝撃波及び大迎角剥離渦を含む流れ場の微細な構造を明らかにした。後退翼に対する遷音速流れの計算は3次元の衝撃波-境界層干渉を正しく捉えた。これらの結果は本コードが3次元の複雑な流れ場を解明する能力をもっていることを示しており,今後の実用的な流れ場,例えば遷音速輸送機主翼,翼胴結果,更には全機形状等への適用が期待できる。 |
| 抄録（英） |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
The LU-ADI factored scheme has been successfully applied to solve the three-dimensional compressible “thin-layer” Navier-Stokes equations. The computations are carried out for the slightly supersonic flow over a hemisphere cylinder at high incidence and for the transonic flow over a swept wing. To simulate these complicated flow fields, fine grid distributions of up to about 200,000 points were used on a new Japanese supercomputer of 1 GFLOPS. The total cpu time for each case was less than two hours. The result for the flow over a hemisphere cylinder at high incidence revealed the existence of the shock wave and the detailed structure of the vortical flow field on the leeward side. The result for the flow over a swept wing shows that the three-dimensional shock-induced separation is well captured. These results indicate the capability of the present code to make three-dimensional complicated flow field simulations ; and the application of the present code to the more practical flow fields such as transonic flows over the wing or the wing-body combination of the transportation aircraft is very promising. Even simulation over the whole aircraft geometry may soon be possible. |
| ISSN |
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収録物識別子タイプ |
ISSN |
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収録物識別子 |
0389-4010 |
| 資料番号 |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
資料番号: NALTR0889000 |
| レポート番号 |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
レポート番号: NAL TR-889T |
naltr0889t.pdf (1.6 MB)
