飞机尾涡的不稳定性和低尾流机翼的研究

大型飞机的尾流会影响其后续飞机的起降安全，同时也严重影响机场的使用效率。然而，强度大而持久的飞机尾涡不容易衰减，必须借助流体力学中的不稳定性来促成其快速地衰减。.本项目拟开展如下三方面的研究：（1）遵循"以涡量来控制涡量"的思路，采用结构化的涡流发生器模型，建立起四涡系的仿真尾流涡系。（2）研究复杂尾涡体系的形成、发展和演化规律，研究尾流涡系相互作用机理。（3）通过变更尾涡系的各参量搭配，系统地研究尾流发展和演变的机理，透彻地了解尾流涡系中Rayleigh-Ludwieg相交不稳定性发生的最佳条件。（4）系统地研究Helical径向不稳定性发生的最佳条件。（5）探求促使尾涡快速消散的新方法和途径，提出低尾流机翼的设计概念及控制途径。.本项目将采用风洞/水洞模型试验的方法开展研究。项目的实施将请人在德国DLR有十年多的尾流控制的研究经历，并有两项相关专利。

飞机尾流是伴随着飞机升力而产生的一种大尺度、高能量旋涡尾流，强度与飞机起飞重量成正比，难于自行消散。大型飞机的尾流影响后续飞机的起降安全，同时也严重制约机场的运行效率。. 本项目研究中采用“以涡制涡”的学术思想，利用流体力学中的某些适用的不稳定性，提早削弱飞机尾流的强度。本项目的执行系统地研究了复杂尾涡体系的形成、发展和演化过程，探索了利用Rayleigh-Ludwieg相交不稳定性进行飞机尾流控制的涡系之间的最佳参数匹配，并且根据上述原理设计了具有一定工程应用价值的新概念低尾流机翼模型。在前期的探索研究中，通过设计一款结构化的涡流发生器模型产生一对大小不等、方向相反的涡对，通过调节涡对的大小比例Γ1/Γ2和距离b，探索了Rayleigh-Ludwieg不稳定性作用的最佳参数匹配。定性的流动显示和定量PIV测量结果表明，主涡和次涡的环量比Γ1/Γ2在1.3-1.4之间，两翼之间距离为50mm时，在20s内，测试区域环量相对于初始值减少了30%-40%，而单主涡情况环量却几乎不变。在后续的研究中，沿用“以涡制涡”的思想通过在GO436B基础翼型上加装绕流片的方式提出新概念低尾流机翼模型。不同尺寸的三角形、四分之一椭圆形、四分之一圆形、矩形等扰流片情况的实验表明，在扰流片尺寸和形状合适的情况下，扰流片产生的次涡和基础翼型产生的主涡触发了相交不稳定性，在45个翼展距离内环量减少了35%-45%，而单主翼在相应距离范围内环量基本不变.项目组对双翼模型产生的尾涡进行了径向不稳定性实验测量，定性和定量地研究了径向不稳定性的传播速度和对于尾涡的削减效果。实验表明径向不稳定性对于有效地减弱尾涡效果有限，尚不具备工程实用价值。.本项目中对相交不稳定性的深入研究获得了较完整的尾涡涡系相互作用的数据库，并据此探索了低尾流机翼的设计概念，获得了可靠的实验数据和低尾流机翼的设计方案。实验结果表明触发Rayleigh-Ludwieg相交不稳定性的低尾流机翼能够有效的削弱飞机尾流。研究中大量的实验数据积累为利用Rayleigh-Ludwieg相交不稳定性进行低尾流机翼设计积累了丰富的数据库。