Численное моделирование трансзвукового обтекания профиля крыла в аэродинамической трубе

Расчет обтекания крылового профиля производится на основе теории взаимодействия течения в пограничном слое на профиле и следе за ним с невязким потенциальным потоком. На стенках рабочей части аэродинамической трубы ставятся условия, обычно принимаемые в качестве упрощенной модели пористой или продольно-щелевой перфорации. Возможно также задание на этих стенках давления, полученного в результате эксперимента. Исследуются условия на входной и выходной границах рабочей части, гарантирующие корректность получаемых краевых задач. Задача обтекания решается на составной сетке (внешней декартовой и внутренней криволинейной), которая генерируется программой AEROFOIL, используемой для расчета течения во внутренней области. Обмен информацией о решениях в этих пересекающихся областях производится при помощи итераций, как в альтернирующем методе Шварца. Результаты расчетов сравниваются с данными опытов и асимптотическими формулами дозвуковой теории малых возмущений.