《空气动力学学报》专栏文章推荐丨飞机尾涡对的三维失稳快速模拟方法

1.西北工业大学 航空学院，西安 710072

2.中国空气动力研究与发展中心，绵阳 621000

引用本文：徐梓铭, 李栋, 蔡金延, 等. 飞机尾涡对的三维失稳快速模拟方法[J]. 空气动力学学报, 2025, 43(1): 95−104. 

 研究背景 

飞机尾流是制约机场飞行间隔缩短的关键因素，尤其在起飞和进近阶段，尾涡可能导致后机升力骤减和失控滚转。现有尾流演化模拟方法（如大涡模拟）计算成本高昂，而经验模型难以兼顾时效性与准确性，无法满足机场实时管制的需求。尾涡的快速耗散主要源于动力学失稳机制，但传统涡丝法在模拟中因忽略涡段曲率效应导致精度不足。因此，本文提出一种基于曲率修正的涡丝法，旨在实现尾涡三维失稳的高效、高精度模拟。

图 1 直涡丝法模拟尾涡对失稳过程

 主要工作 

1）曲率修正涡丝法

通过三次样条插值提取涡段中点坐标，将直涡段处理为弯曲涡段，并考虑涡段对自身控制点的诱导作用，修正了传统涡丝法的速度计算误差。  

引入周期边界条件处理方法，通过叠加三个周期域内涡段的诱导速度，显著提升了长波失稳模拟的精度。  

2）数值验证与湍流扰动分析 

对比直涡丝法与曲率修正法的模拟结果：曲率修正后仅需50个控制点即可收敛至理论值，而直涡丝法需200个控制点。  

引入均匀各向同性湍流（HIT）扰动，模拟不同湍流强度（=0.01, 0.05, 0.23）下尾涡对的失稳演化。结果显示，中弱湍流（=0.05）下涡对经历稳定期后快速进入线性失稳阶段，失稳增长率与理论值吻合；强湍流（=0.23）下则因多模态失稳导致更早连接。  

图 2 不同湍流强度下尾涡失稳时间历程 

 主要结论 

1）曲率修正显著提升精度 

曲率修正后，仅需50个控制点即可准确预测长波失稳的增长率（0.827）和倾角（48°），与Crow理论一致。  

直涡丝法需200个控制点才能达到相近精度，计算效率低。  

2）湍流强度影响失稳机制

中弱湍流（=0.01, 0.05）下，长波失稳主导，连接时间与理论预测（Sarpkaya模型）吻合；强湍流（=0.23）下，短波失稳加速涡核破坏，导致连接时间早于理论值。  

涡对下沉速度因涡丝变形而减缓，尤其在强湍流下更为明显。  

3）高效计算优势 

图 3 涡对连接因子增长及连接时间与理论值的对比