本文關(guān)鍵詞：飛機(jī)近場尾渦特性數(shù)值模擬研究

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【摘要】：對飛機(jī)近場尾渦參數(shù)進(jìn)行定量分析是研究尾渦運(yùn)動(dòng)、消散規(guī)律的基礎(chǔ),也是合理縮減空中交通尾流間隔的重要理論依據(jù)。采用有限體積法求解質(zhì)量加權(quán)平均Navier-Stokes方程,湍流模型采用RSM模型,數(shù)值模擬了B757-200飛機(jī)的近場尾渦特性,并對飛機(jī)尾渦參數(shù)進(jìn)行了相關(guān)計(jì)算。結(jié)果表明:在飛機(jī)尾渦的近場區(qū)域初始尾渦位置與飛機(jī)迎角無關(guān);渦核間距隨流向距離的增加線性減小;尾渦切向速度的最大值隨流向距離的增加呈指數(shù)規(guī)律遞減;渦核半徑約為機(jī)翼展長的5%~10%。
【作者單位】： 中國民航大學(xué)空中交通管理學(xué)院;
【關(guān)鍵詞】： 近場 尾渦特性 數(shù)值模擬 渦核半徑 尾渦強(qiáng)度
【基金】：國家自然科學(xué)基金委員會與中國民用航空局聯(lián)合資助(U1333108) 天津市應(yīng)用基礎(chǔ)與前沿技術(shù)研究計(jì)劃資助(14JCQNJC04500) 中央高�；究蒲袠I(yè)務(wù)費(fèi)資助(ZXH2011C007,3122014B005,3122014C021) 校級科研啟動(dòng)基金資助(08QD01X)
【分類號】：V211.4
【正文快照】： 0引言當(dāng)航空器產(chǎn)生升力時(shí),機(jī)翼下翼面的壓強(qiáng)高于上翼面,氣流會由下翼面繞過翼尖流向上翼面,從而在翼尖形成一對反向旋轉(zhuǎn)的旋渦,通常稱之為尾渦,將尾渦發(fā)展變化的整個(gè)過程稱作尾流。當(dāng)后機(jī)進(jìn)入前機(jī)所形成的尾渦流場時(shí),可能會發(fā)生傾斜、滾轉(zhuǎn)、失速、急劇俯仰等影響飛行安全的危

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本文編號：900348