Det här har några delar till det, och det illustrerar väl flexibiliteten hos väl utformade panelmetoder.
Först: Panelmetoder kan ganska enkelt modellera flera, bortkopplade ytor samtidigt. Välj ett korrekt genomförande av Kutta-villkoret så att en släpad vakt kan skapas, och du är helt klar. Tricket är att bara se till att alla paneler anses interagera med varandra. Jag har läst ett par papper med avsnitt som beskriver detta, inklusive Dimensionsverktyg för Quadrotor Biplane Tailsitter UAS av Strom. För en vinge kan du beräkna inflytandet av alla singulariteter på en given panel, för flera kroppar / vaken, beräknar du bara inflytandet av alla singulariteter - oavsett vilken kropp de tillhör - på en given panel, var det på kroppen eller i kölvattnet. För lyftpaneler (dvs paneler som är förknippade med en kropp som borde ha en viss ojämn släpad vorticitet) kan Kutta-tillståndet beräknas på samma sätt (t.ex. för ett likvärdigt, icke-linjärt Kutta-tillstånd, styrkan hos en skjutvågspanel bestäms numeriskt för att motsvara skurväckningen av några andra lyftkroppar så att Kutta-villkoret är uppfyllt för alla skurvågspaneler samtidigt).
Nu när du har en kölvatten och det blir konvekt på ett visst sätt, kommer vi till frågan om vad man ska göra när flera kroppar är i närheten och kölvattnet förutses att konvegeras genom en kropp. Jag har sett det här behandlade i ett rotorcraft-papper (där rotorns kölvattning stöter på skrovet) av Govinderajan i Bidrag mot förståelse av effekterna av rotor- och flygkonfigurationer på Brownout Dust Clouds .
Rotorcraftproblemet använder en förskjutet förskjutning för att hålla den imponerande rotorn vaken ut ur skrovet. Som framgår av bilden nedan (från Govinderajan) representerar linjerna en rak linjevortexfilament som förbinder olika kontrollpunkter längs den förutsagda väckstrukturen. Den streckade blå linjen / blå punkten är den förutsagda platsen för den konvekta vevningen. Eftersom kontrollpunkten befinner sig i det inre av flygkroppen flyttas den radiellt utåt till punkt 1.1 radier från fälthållarens mittpunkt (grön punkt ovanför skrovet).
En liknande procedur följs också av Lorber och Egolf i En Unsteady Helicopter Rotor Fuselage Interaction Analysis och verkar också vara närvarande i Quackenbush et. al's Vortexmetoder för beräkningsanalys av rotor / kroppsinteraktion , som alla presenterar metoder som kan förutse prestanda för olika flygplan ganska bra jämfört med experimentella data. Tyvärr har jag inte en jämförelse med andra metoder för dig, men det verkar vara ganska vanligt.