侧风影响下的CSPRs飞机离场尾流运动研究

2022-03-14何昕HEXin刘成LIUCheng郭东鑫GUODongxin郑稀元ZHENGXiyuan

价值工程 2022年9期

何昕HE Xin；刘成LIU Cheng；郭东鑫GUO Dong-xin；郑稀元ZHENG Xi-yuan

（中国民用航空飞行学院，广汉 618000）

0 引言

两条平行跑道的中心线间隔小于或等于760（2500ft）米的跑道称为近距平行跑道（Closely Spaced Parallel Runway，CSPRs），我国多个大型机场都建有近距平行跑道。但根据民航局2004年颁布的《平行跑道同时仪表运行管理规定》[1]，目前我国近距平行跑道机场主要采用一起一降运行模式[2]。该模式保证了安全的尾流间隔，但是离场高峰期不能实现高效的离场放行，没有发挥出近距平行跑道的优势，使机场跑道容量得到充分增长。因此，国内外学者提出配对离场的概念[3]，即在两条近距平行跑道上的离场航空器进行组合，实现两条跑道同时用于离场，大幅减少离场放行间隔，缓解放行高峰的航空器拥堵问题[4]，实施该离场模式最大的影响因素为：起飞前机尾流。因此，对航空器离场阶段的尾流的纵向及侧向运行进行研究，对配对离场方案的实施具有重要意义。

在国外方面对尾流的研究较早，对尾流特性进行了较为系统的分析。Hallock J N[5]对尾流涡流做了系统研究，分析了尾涡运动情况、也对尾涡的研究方法做了系统总结。Wakim A[6]研究了地面效应中尾涡对的动力学问题，也对涡的演化过程进行了数值模拟。国内方面，周彬[7]分析了侧向风速对飞机尾流运动的影响程度。魏志强[8]分析了不同侧风条件下的尾涡参数、尾涡下降及侧向运动。谷润平采用CFD方法构建了机翼模型进行仿真，得到了不同侧风情况下的尾涡演化规律和发展趋势。综上所述，国内外学者对侧风影响下的尾流运动情况有了一定研究，但对民航常用机型离场尾流运动情况研究相对较少。

CFD数值模拟相较于尾流观测试验、建模分析等方法具有可视性强、成本低和操作安全等优点，因此本文采用CFD数值模拟的方法探究起飞飞机尾流运动情况，采用SST模型，以B737-800为例，在有侧风及无侧风两种条件下，对起飞飞机进行数值仿真模拟，给出不同侧风情况下尾涡的侧向移动距离，为评估配对离场方案提供参考。

1 近距平行跑道离场运行研究

1.1 CSPRs离场运行模式分析

中国民用航空局颁布的规章保证了民用航空飞行活动安全有序进行，其中对近距平行跑道离场运行模式也进行了详细的规定。

1.1.1 隔离平行运行模式

在两条跑道同时运行，一条跑道的航空器只离场，另一条跑道只用于进近，称为隔离平行运行。

隔离平行运行模式对跑道中心线间距有着严格要求，由于跑道构型原因，我国很多近距平行跑道机场并不满足该运行模式的运行条件，且不能解决高峰期航空器集中放行问题。

1.1.2 独立平行离场模式

在两条平行跑道上沿相同方向同时起飞的运行模式。若要实行独立平行离场模式，两条平行跑道的间距需大于760m，即在规定下，该模式不可在近距平行跑道实行。

1.1.3 配对离场运行模式

离场航空器在中心线间距小于760m的跑道上沿相同方向同时起飞的运行模式，如图1所示。两条跑道都用于离场，可在如早高峰时段大大的提升机场的放行效率，是效率最高的离场运行模式。

图1 配对离场运行模式

配对离场运行模式与独立平行离场模式的最大区别为两条平行跑道中心线的间距要求不同，且若实行该模式，就必须对起飞前机的尾流做系统的研究与分析。

1.2 配对离场模式尾涡风险分析

飞机在得到升力时，机翼上下表面形成压力差致使翼尖处的气流在两个机翼后方形成两个漩涡，被称为尾流，如图2所示。

图2 尾流实际效果图

当后机进入前机的尾流区时，尤其是轻型机跟随重型机起飞时，会出现飞行状态遭到改变、飞机颠簸、发动机动力受影响等负面作用。由于起飞尾流在形成之后受诱导作用力、自身重力等影响，尾流会同时出现缓慢下沉运动和向后运动，地面稳定弱侧风条件下，到达地面的尾流将随风漂移，对于平行跑道，在一条跑道上离场飞机产生的尾流可能会对在另一条跑道上飞机造成潜在危险。

2 基于CFD的离场尾流数值模拟方法

数值仿真计算已成为研究飞机尾流流场的重要技术手段。

2.1 起飞前机尾流场模型构建

2.1.1 机翼模型

对真实的机翼物理构型进行了简化处理，基于波音公司运输客机标模，建立机翼几何模型，如图3所示，设置翼展为B737-800的翼展尺寸34.3m。

图3 机翼几何模型

2.1.2 计算域设置

流场的计算域是在流体流场数值模拟计算过程中，参与到数学运算（通常为积分运算）的区域，划分计算域必须要选定研究对象和研究的区域。

选定研究对象。本文选定的研究对象为离地35ft、起飞安全速度V2的离场飞机。若选V2之前的速度如离地速度，涡量较小，高度较低；若选V2之后的速度则高度较高且距后机较远，尾涡发散较快，对后机影响较小，故选择V2点作为研究对象。

划分计算域。本文使用建模软件Space Claim将计算域划分为长方体，将运输机标模设置为离地10.7m（35ft），机翼长度设置为B737-800实际尺寸34.4m，流体域设置为长1000m，一侧宽度400m。将地面bot、顶面up的壁面类型设置为wall，且由于需要计算侧风的影响，除了常规的inlet1入口，outlet1出口外，在侧方再设置inlet2入口及outlet2出口，如图4所示。

图4 计算域划分示意图

2.1.3 网格划分及处理

本文采用软件Fluent Meshing软件对Space Claim导出的几何模型进行网格划分，按照Meshing工作流进行操作。定义局部尺寸，生成面网格，生成面网格后对计算域流体或壁面等进行划分，由于本文需考虑地面效应的影响，对地面添加边界层网格，如图5所示。

图5 地面边界层网格示意图

体网格生成类型采用poly-hexcore（多面体-六面体网格），经过试验，与四面体、六面体核心、多面体网格相比，同等条件下，poly-hexcore（多面体-六面体网格）具有网格数量少，网格质量好，计算精度高的特点。

生成边界层网格后，设置体网格参数，最后生成机翼体网格。经Fluent网格质量检查，生成网格符合要求。

2.2 尾流流场数值模拟

2.2.1 数值模拟方法

进行流场计算时，采用的控制方程为N-S方程，N-S方程组能较好地描述流体运动。

连续方程：

式中：ui表示略去平均符号的雷诺平均速度分量，ρ为密度，P为压强为脉动速度，为应力张量分量。

2.2.2 湍流模型

湍流模型选取k-ωSST模型，该模型远离壁面等价于标准k-ε模型；在近壁区域等价于标准k-ω模型。该模型为低雷诺数模型，且离场阶段速度并不高，适用于离场阶段尾仿真计算。

3 计算及结果分析

3.1 边界条件设置及计算

在Fluent仿真中，首先设置边界条件：入口inlet1、inlet2设置为速度入口（velocity-inlet），出口outlet1、outlet2设置为压力出口（pressure-outlet），顶（up）、底（bot）及飞机机翼表面设为无滑移壁面。对我国运行飞机进行数据统计可得B737-800基本数据如表1所示。

表1 B737-800基本数据

可以看到，由于飞机起飞离场过程中飞机速度相对较慢，可认为大气为不可压缩气体，因此设置空气为理想气体，B737-800起飞安全速度V2约为75m/s，因此将inlet1的边界条件中的速度设置为75m/s。同时在进行无侧风的数值模拟时，将inlet2、outlet2设置为壁面。有侧风时，inlet2位速度入口，分别设置3m/s、5m/s的侧风值。求解器设置为压力基求解器，初始化选择标准初始化，求解算法选择Coupled算法，进行求解计算，判断收敛求解完成后，将数据文件导入可视化软件显示云图和分析仿真数据。