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Piv方法测量NACA23012翼型尾迹涡结构的演化过程摘要：实验研究了翼尖附近及其延伸区域内尾迹涡的形成和演化过程。实验中用以产生涡流的机翼的横截面是NACA23012型。实验在低速风洞中进行，采用Piv技术测量风洞内的速度，测量并模拟翼尖尾迹涡。通过尾迹涡中心线和连续下游面的交线的内侧和外侧中心半径、最大正切速度、涡量和环量的分布来评估尾迹涡的尾迹结构。在下游位置检查叶片攻角对尾迹涡的影响。下游方向上，内侧核心半径和环量分布几乎是不变的。环量以及正切速度分布和叶片攻角之间有着明显的线性关系。叶尖尾迹涡中心圆半径近似等于翼型弦长的1%。涡流的扩散幅度和涡流强度没有表现出线性关系，但沿着下游方向是逐渐增大的。1简介飞机机翼将一部分的冲击流动动力偏离成法向分力，这种动量偏离总是会产生尾迹涡，并且持续很长时间。在飞机紧急着陆阶段，这可以威胁到紧随其后的任何一架飞机。后面的飞机突然遇到这样的涡流会引起严重的扰动，扰动的剧烈程度取决于两架飞机的相对重量。据此，制定了最小间隔距离标准，并且由于现今空中交通工具的体积越来越大，这个标准将提高。在过去的几十年里，科学工作者坚持不懈的系
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