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)
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。
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。
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)。
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。
2.1.1 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。
2.2.1 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。
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)。
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。
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。