尾跡區

尾跡區是飛機或其部件的尾部受其前面邊界層的影響拖下來的低於自由流速度充滿渦流的流動區域。

在0度和4度攻角條件下，對雷諾數為10000翼型繞流的尾跡區進行統計分析，所得流動圖畫大致相似，0度攻角下的統計量值具有很好的對稱性。在距翼型尾緣0. 3 L以後的尾跡區，旋渦排列成類似渦街的結構，渦量的極值都位於旋渦中心，壓力的極小值也位於旋渦中心，沿著流向，渦量極值的絕對值逐漸減小，壓力的極小值逐漸增大在10度攻角下，翼型上表面從前緣開始分離，尾跡區統計分析結果所得圖象與0度和4度完全不同，數值上較0度和4度結果大在翼型尾緣處，渦量的卷吸，高壓力區域的形成，是旋渦脫落的條件，正向和反向旋渦的交替脫落，形成了類似渦街的結構。

基本介紹

• 中文名：尾跡區
• 外文名：wake range
• 套用學科：空氣動力學
• 特點：低於自由流速度充滿渦流
• 尾跡測量方法：PIV法、七孔探針法
• 產生原因：受飛機前面邊界層的影響

尾跡

飛機若想具有良好的失速特性，首先應保證機翼的分離是由內翼往外的緩慢分離;其次，在發生分離時，尾翼不得由於沉浸在機翼分離流的尾跡中而喪失其有效性。平尾通常位於機翼下游，故機翼尾跡對平尾的干擾是必然存在的。

目前，民航飛機主流機型的布局分為尾吊高平尾飛機和翼吊低平尾飛機。國外對尾吊高平尾飛機(例如DC-9 ) 進行了尾跡測量，結果表明高平尾飛機在較大迎角範圍內，機翼尾跡流經平尾區，當迎角繼續增大時機翼尾跡脫離平尾，短艙掛架的尾跡又流經平尾，使得平尾效率下降，導致高平尾飛機進入“深失速”。而翼吊低平尾是目前主流的氣動布局形式，A320、B737等均為翼吊低平尾飛機，國產大飛機也正逐步涉足該領域，競爭劇烈。翼吊低平尾飛機與尾吊高平尾飛機的氣動特性不同，機翼尾跡的干擾出現在中迎角與失速迎角之間，使平尾效率降低，從而降低了最大升力係數的使用範圍，進而影響飛機的起落性能和安全性。

國外關於尾跡測量的相關研究較少，尤其對包含飛機力矩分析的研究鮮有報導;國內通常採用PIV法對部件尾跡進行測量，雖然該測量方法先進，但是價格昂貴。七孔探針是一種可以同時獲得流動速度大小、方向及總壓和靜壓的氣動測量裝置，己被廣泛地套用於各種大角度的流動測量，例如風洞流場校測、大氣感測器試驗模擬以及風力機葉片的葉尖下游流場測量等。

定義

尾跡區是飛機或其部件的尾部受其前面邊界層的影響拖下來的低於自由流速度充滿渦流的流動區域。

背景和相關研究

翼型的非定常繞流流動研究在飛行器及葉輪機械設計中有著非常重要的作用。翼型繞流邊界層的非定常分離特性、翼型的尾跡流動以及尾跡渦系的結構，都包含了豐富的旋渦運動學、動力學問題，始終是渦動力學的重要研究對象在葉輪機中，葉片邊界層的分離和轉挨位置的變化，將對葉輪機的性能產生很大的影響。通過對這些流動現象進行深入的研究，可以清晰了解其內部物理圖象，提出更有效的流動控制方法，設計出具有更好氣動性能的翼型;同時也會豐富我們對渦動力學的理解。

現有的研究結果，許多都來自於實驗:Hebbark在低速情況下用熱線風速儀對零度攻角對稱翼型的尾流進行了詳細的實驗測量，Yao利用PIV技術，對自然尾流翼型的近尾跡流動進行了測量，王光華和劉寶傑等利用PN技術研究了翼型近尾跡流動的運動學和動力學機制。但是，熱線風速儀測量得不到瞬態的整個流場信息，而PIV技術的測量視窗大小有限，且回響頻率較低要得到整個流場的時空高解析度的非定常演化信息，目前看來，數值模擬方法不失為一種較好的解決方法。

由於目前現有的湍流模型難以對轉挨，分離等流動過程進行準確的描述，基於雷諾平均N-S方程求解(RAN S)難以反映這些流動特徵。從研究流動機理的角度出發，利用高精度數值模擬方法如直接數值模擬(DN S)和大渦模擬(LES)等，可以給出清晰細緻的物理流動圖象;其結果可以為流動控制提供新的思路和方法;同時，利用高精度數值模擬計算結果建立的資料庫，也有助於建立和校驗適於描述分離和轉挨等流動現象的湍流模型。

隨著計算機硬體性能快速提高和並行計算等方法的套用，直接數值模擬作為一種模擬真實流動的有效方法，獲得了越來越多的套用。

研究現狀

由於尾跡區流動和葉片的附面層流動有直接的關係，因此控制和改善尾跡區的流動，可以參考控制附面層流動，特別是控制流動分離方面的技術，其中吸除和吹除附面層內部低能量是常用的思路和方法。

Ukhanova和Frankfurt在1984年一個對稱翼型尾緣噴氣得到了純尾跡·無動量虧損尾跡和射流尾跡的速度分布。隨後Park和Cimbala在1990年系統地研究了二維軸對稱無動量虧損尾跡特徵，對純尾跡、弱尾跡、無動量虧損尾跡和噴射流動作了基礎性的研究。Park和Cimbala對單一平板所產生的無動量尾跡進行了實驗測量，證明用噴氣以增加質量流的方法大幅改變尾跡結構及非穩態性是可行的。Horrdeoille和Fournier在1993年對於實際葉柵進行了實驗研究，深入地探討了葉片尾緣噴氣和表面吸氣對尾跡的影響。

在數值計算方面，Harsha早在1970年就成功地使用一方程模型模擬尾跡區的流動，模型中使用了剪下力與湍動能的關係式。常數項能滿足很多尾跡區的流動，但是在尾跡中心線附近不是常數，此時需對其進行一些修正，使其滿足尾跡中心線處的流動，預測的結果和實驗結果很接近。

攻角和尾跡區的關係

北京航空航天大學的葉建等在0度和4度攻角條件下，對雷諾數為10000翼型繞流的尾跡區進行統計分析，所得流動圖畫大致相似，0度攻角下的統計量值具有很好的對稱性。在距翼型尾緣0. 3 L以後的尾跡區，旋渦排列成類似渦街的結構，渦量的極值都位於旋渦中心，壓力的極小值也位於旋渦中心，沿著流向，渦量極值的絕對值逐漸減小，壓力的極小值逐漸增大在10度攻角下，翼型上表面從前緣開始分離，尾跡區統計分析結果所得圖象與0度和4度完全不同，數值上較0度和4度結果大在翼型尾緣處，渦量的卷吸，高壓力區域的形成，是旋渦脫落的條件，正向和反向旋渦的交替脫落，形成了類似渦街的結構。