机翼近场尾流流动特性的附着涡模型分析

为研究飞机尾流演化过程中的旋涡初始流动特性,提出了一种基于附着涡模型的尾流初始特征参数计算方法,用于准确计算飞机近场初始尾流环量、涡核间距和涡核半径等特征参数。采用SST k-ω湍流模型对NACA0012直机翼的尾流特性进行了三维数值模拟研究,分析了3种展弦比、3种迎角及3种来流速度下的近场尾流流动特性,并通过附着涡模型对模拟结果进行验证与分析,建立了近场尾流初始流动特征参数的计算模型。结果表明：与传统基于最大涡量值和最小压力位置确定涡核位置的方法相比,根据附着涡模型计算的尾流速度分布来确定涡核位置和半径的方法更为精确,近场尾流环量与Rankine模型预测的结果最为接近;利用拟合得到的机翼展向附着涡环量分布,尾流环量计算平均误差为7%,涡核间距和涡核半径计算平均误差为15%。基于附着涡模型的尾流初始特征参数计算方法比基于椭圆形载荷机翼计算方法更准确,更具备普适性。