何昕HE Xin；劉成LIU Cheng；郭東鑫GUO Dong-xin；鄭稀元ZHENG Xi-yuan

（中國民用航空飛行學(xué)院，廣漢 618000）

0 引言

兩條平行跑道的中心線間隔小于或等于760（2500ft）米的跑道稱為近距平行跑道（Closely Spaced Parallel Runway，CSPRs），我國多個(gè)大型機(jī)場都建有近距平行跑道。但根據(jù)民航局2004年頒布的《平行跑道同時(shí)儀表運(yùn)行管理規(guī)定》[1]，目前我國近距平行跑道機(jī)場主要采用一起一降運(yùn)行模式[2]。該模式保證了安全的尾流間隔，但是離場高峰期不能實(shí)現(xiàn)高效的離場放行，沒有發(fā)揮出近距平行跑道的優(yōu)勢，使機(jī)場跑道容量得到充分增長。因此，國內(nèi)外學(xué)者提出配對離場的概念[3]，即在兩條近距平行跑道上的離場航空器進(jìn)行組合，實(shí)現(xiàn)兩條跑道同時(shí)用于離場，大幅減少離場放行間隔，緩解放行高峰的航空器擁堵問題[4]，實(shí)施該離場模式最大的影響因素為：起飛前機(jī)尾流。因此，對航空器離場階段的尾流的縱向及側(cè)向運(yùn)行進(jìn)行研究，對配對離場方案的實(shí)施具有重要意義。

在國外方面對尾流的研究較早，對尾流特性進(jìn)行了較為系統(tǒng)的分析。Hallock J N[5]對尾流渦流做了系統(tǒng)研究，分析了尾渦運(yùn)動(dòng)情況、也對尾渦的研究方法做了系統(tǒng)總結(jié)。Wakim A[6]研究了地面效應(yīng)中尾渦對的動(dòng)力學(xué)問題，也對渦的演化過程進(jìn)行了數(shù)值模擬。國內(nèi)方面，周彬[7]分析了側(cè)向風(fēng)速對飛機(jī)尾流運(yùn)動(dòng)的影響程度。魏志強(qiáng)[8]分析了不同側(cè)風(fēng)條件下的尾渦參數(shù)、尾渦下降及側(cè)向運(yùn)動(dòng)。谷潤平采用CFD方法構(gòu)建了機(jī)翼模型進(jìn)行仿真，得到了不同側(cè)風(fēng)情況下的尾渦演化規(guī)律和發(fā)展趨勢。綜上所述，國內(nèi)外學(xué)者對側(cè)風(fēng)影響下的尾流運(yùn)動(dòng)情況有了一定研究，但對民航常用機(jī)型離場尾流運(yùn)動(dòng)情況研究相對較少。

CFD數(shù)值模擬相較于尾流觀測試驗(yàn)、建模分析等方法具有可視性強(qiáng)、成本低和操作安全等優(yōu)點(diǎn)，因此本文采用CFD數(shù)值模擬的方法探究起飛飛機(jī)尾流運(yùn)動(dòng)情況，采用SST模型，以B737-800為例，在有側(cè)風(fēng)及無側(cè)風(fēng)兩種條件下，對起飛飛機(jī)進(jìn)行數(shù)值仿真模擬，給出不同側(cè)風(fēng)情況下尾渦的側(cè)向移動(dòng)距離，為評估配對離場方案提供參考。

1 近距平行跑道離場運(yùn)行研究

1.1 CSPRs離場運(yùn)行模式分析

中國民用航空局頒布的規(guī)章保證了民用航空飛行活動(dòng)安全有序進(jìn)行，其中對近距平行跑道離場運(yùn)行模式也進(jìn)行了詳細(xì)的規(guī)定。

1.1.1 隔離平行運(yùn)行模式

在兩條跑道同時(shí)運(yùn)行，一條跑道的航空器只離場，另一條跑道只用于進(jìn)近，稱為隔離平行運(yùn)行。

隔離平行運(yùn)行模式對跑道中心線間距有著嚴(yán)格要求，由于跑道構(gòu)型原因，我國很多近距平行跑道機(jī)場并不滿足該運(yùn)行模式的運(yùn)行條件，且不能解決高峰期航空器集中放行問題。

1.1.2 獨(dú)立平行離場模式

在兩條平行跑道上沿相同方向同時(shí)起飛的運(yùn)行模式。若要實(shí)行獨(dú)立平行離場模式，兩條平行跑道的間距需大于760m，即在規(guī)定下，該模式不可在近距平行跑道實(shí)行。

1.1.3 配對離場運(yùn)行模式

離場航空器在中心線間距小于760m的跑道上沿相同方向同時(shí)起飛的運(yùn)行模式，如圖1所示。兩條跑道都用于離場，可在如早高峰時(shí)段大大的提升機(jī)場的放行效率，是效率最高的離場運(yùn)行模式。

圖1 配對離場運(yùn)行模式

配對離場運(yùn)行模式與獨(dú)立平行離場模式的最大區(qū)別為兩條平行跑道中心線的間距要求不同，且若實(shí)行該模式，就必須對起飛前機(jī)的尾流做系統(tǒng)的研究與分析。

1.2 配對離場模式尾渦風(fēng)險(xiǎn)分析

飛機(jī)在得到升力時(shí)，機(jī)翼上下表面形成壓力差致使翼尖處的氣流在兩個(gè)機(jī)翼后方形成兩個(gè)漩渦，被稱為尾流，如圖2所示。

圖2 尾流實(shí)際效果圖

當(dāng)后機(jī)進(jìn)入前機(jī)的尾流區(qū)時(shí)，尤其是輕型機(jī)跟隨重型機(jī)起飛時(shí)，會(huì)出現(xiàn)飛行狀態(tài)遭到改變、飛機(jī)顛簸、發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力受影響等負(fù)面作用。由于起飛尾流在形成之后受誘導(dǎo)作用力、自身重力等影響，尾流會(huì)同時(shí)出現(xiàn)緩慢下沉運(yùn)動(dòng)和向后運(yùn)動(dòng)，地面穩(wěn)定弱側(cè)風(fēng)條件下，到達(dá)地面的尾流將隨風(fēng)漂移，對于平行跑道，在一條跑道上離場飛機(jī)產(chǎn)生的尾流可能會(huì)對在另一條跑道上飛機(jī)造成潛在危險(xiǎn)。

2 基于CFD的離場尾流數(shù)值模擬方法

數(shù)值仿真計(jì)算已成為研究飛機(jī)尾流流場的重要技術(shù)手段。

2.1 起飛前機(jī)尾流場模型構(gòu)建

2.1.1 機(jī)翼模型

對真實(shí)的機(jī)翼物理構(gòu)型進(jìn)行了簡化處理，基于波音公司運(yùn)輸客機(jī)標(biāo)模，建立機(jī)翼幾何模型，如圖3所示，設(shè)置翼展為B737-800的翼展尺寸34.3m。

圖3 機(jī)翼幾何模型

2.1.2 計(jì)算域設(shè)置

流場的計(jì)算域是在流體流場數(shù)值模擬計(jì)算過程中，參與到數(shù)學(xué)運(yùn)算（通常為積分運(yùn)算）的區(qū)域，劃分計(jì)算域必須要選定研究對象和研究的區(qū)域。

選定研究對象。本文選定的研究對象為離地35ft、起飛安全速度V2的離場飛機(jī)。若選V2之前的速度如離地速度，渦量較小，高度較低；若選V2之后的速度則高度較高且距后機(jī)較遠(yuǎn)，尾渦發(fā)散較快，對后機(jī)影響較小，故選擇V2點(diǎn)作為研究對象。

劃分計(jì)算域。本文使用建模軟件Space Claim將計(jì)算域劃分為長方體，將運(yùn)輸機(jī)標(biāo)模設(shè)置為離地10.7m（35ft），機(jī)翼長度設(shè)置為B737-800實(shí)際尺寸34.4m，流體域設(shè)置為長1000m，一側(cè)寬度400m。將地面bot、頂面up的壁面類型設(shè)置為wall，且由于需要計(jì)算側(cè)風(fēng)的影響，除了常規(guī)的inlet1入口，outlet1出口外，在側(cè)方再設(shè)置inlet2入口及outlet2出口，如圖4所示。

圖4 計(jì)算域劃分示意圖

2.1.3 網(wǎng)格劃分及處理

本文采用軟件Fluent Meshing軟件對Space Claim導(dǎo)出的幾何模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分，按照Meshing工作流進(jìn)行操作。定義局部尺寸，生成面網(wǎng)格，生成面網(wǎng)格后對計(jì)算域流體或壁面等進(jìn)行劃分，由于本文需考慮地面效應(yīng)的影響，對地面添加邊界層網(wǎng)格，如圖5所示。

圖5 地面邊界層網(wǎng)格示意圖

體網(wǎng)格生成類型采用poly-hexcore（多面體-六面體網(wǎng)格），經(jīng)過試驗(yàn)，與四面體、六面體核心、多面體網(wǎng)格相比，同等條件下，poly-hexcore（多面體-六面體網(wǎng)格）具有網(wǎng)格數(shù)量少，網(wǎng)格質(zhì)量好，計(jì)算精度高的特點(diǎn)。

生成邊界層網(wǎng)格后，設(shè)置體網(wǎng)格參數(shù)，最后生成機(jī)翼體網(wǎng)格。經(jīng)Fluent網(wǎng)格質(zhì)量檢查，生成網(wǎng)格符合要求。

2.2 尾流流場數(shù)值模擬

2.2.1 數(shù)值模擬方法

進(jìn)行流場計(jì)算時(shí)，采用的控制方程為N-S方程，N-S方程組能較好地描述流體運(yùn)動(dòng)。

連續(xù)方程：

式中：ui表示略去平均符號(hào)的雷諾平均速度分量，ρ為密度，P為壓強(qiáng)為脈動(dòng)速度，為應(yīng)力張量分量。

2.2.2 湍流模型

湍流模型選取k-ωSST模型，該模型遠(yuǎn)離壁面等價(jià)于標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型；在近壁區(qū)域等價(jià)于標(biāo)準(zhǔn)k-ω模型。該模型為低雷諾數(shù)模型，且離場階段速度并不高，適用于離場階段尾仿真計(jì)算。

3 計(jì)算及結(jié)果分析

3.1 邊界條件設(shè)置及計(jì)算

在Fluent仿真中，首先設(shè)置邊界條件：入口inlet1、inlet2設(shè)置為速度入口（velocity-inlet），出口outlet1、outlet2設(shè)置為壓力出口（pressure-outlet），頂（up）、底（bot）及飛機(jī)機(jī)翼表面設(shè)為無滑移壁面。對我國運(yùn)行飛機(jī)進(jìn)行數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)可得B737-800基本數(shù)據(jù)如表1所示。

表1 B737-800基本數(shù)據(jù)

可以看到，由于飛機(jī)起飛離場過程中飛機(jī)速度相對較慢，可認(rèn)為大氣為不可壓縮氣體，因此設(shè)置空氣為理想氣體，B737-800起飛安全速度V2約為75m/s，因此將inlet1的邊界條件中的速度設(shè)置為75m/s。同時(shí)在進(jìn)行無側(cè)風(fēng)的數(shù)值模擬時(shí)，將inlet2、outlet2設(shè)置為壁面。有側(cè)風(fēng)時(shí)，inlet2位速度入口，分別設(shè)置3m/s、5m/s的側(cè)風(fēng)值。求解器設(shè)置為壓力基求解器，初始化選擇標(biāo)準(zhǔn)初始化，求解算法選擇Coupled算法，進(jìn)行求解計(jì)算，判斷收斂求解完成后，將數(shù)據(jù)文件導(dǎo)入可視化軟件顯示云圖和分析仿真數(shù)據(jù)。

3.2 結(jié)果分析

運(yùn)用CFD-Post對fluent計(jì)算數(shù)據(jù)文件進(jìn)行處理，可得流線圖、尾渦云圖。

靜風(fēng)情況下的飛機(jī)尾渦流線。如圖6所示。

圖6 尾渦流線圖

由俯視流線圖可見，機(jī)翼后方形成旋轉(zhuǎn)方向相反的兩個(gè)漩渦，仿真效果較好。與文獻(xiàn)參考值[9]進(jìn)行對比，仿真精度符合要求。將靜風(fēng)、3m/s兩種情況下的數(shù)據(jù)文件進(jìn)行Post軟件后處理，得到尾渦渦量為0.01時(shí)的等值面云圖，如圖7所示。

圖7 不同側(cè)風(fēng)情況下尾渦云圖

由尾渦云圖提取數(shù)據(jù)，靜風(fēng)、3m/s兩種情況下尾渦側(cè)向移動(dòng)距離分別為36m、325m。

4 結(jié)論

本文運(yùn)用CFD方法，研究了不同側(cè)風(fēng)情況下的起飛飛機(jī)尾流的運(yùn)動(dòng)情況。通過流場數(shù)值模擬，得出B737-800在靜風(fēng)、3m/s時(shí)的尾渦側(cè)向移動(dòng)距離分別為36m、325m，此結(jié)果為評估配對離場方案提供了參考。