側(cè)風(fēng)影響下的CSPRs飛機離場尾流運動研究

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），我國多個大型機場都建有近距平行跑道。但根據(jù)民航局2004年頒布的《平行跑道同時儀表運行管理規(guī)定》[1]，目前我國近距平行跑道機場主要采用一起一降運行模式[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行組合，實現(xiàn)兩條跑道同時用于離場，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]，實施該離場模式最大的影響因素為：起飛前機尾流。因此，對航空器離場階段的尾流的縱向及側(cè)向運行進行研究，對配對離場方案的實施具有重要意義。

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，分析了尾渦運動情況、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)中尾渦對的動力學(xué)問題，也對渦的演化過程進行了數(shù)值模擬。國內(nèi)方面，周彬[7]分析了側(cè)向風(fēng)速對飛機尾流運動的影響程度。魏志強[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)向運動。谷潤平采用CFD方法構(gòu)建了機翼模型進行仿真，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)影響下的尾流運動情況有了一定研究，但對民航常用機型離場尾流運動情況研究相對較少。

CFD數(shù)值模擬相較于尾流觀測試驗、建模分析等方法具有可視性強、成本低和操作安全等優(yōu)點，因此本文采用CFD數(shù)值模擬的方法探究起飛飛機尾流運動情況，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，對起飛飛機進行數(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行研究

1.1 CSPRs離場運行模式分析

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

1.1.1 隔離平行運行模式

在兩條跑道同時運行，一條跑道的航空器只離場，另一條跑道只用于進近，稱為隔離平行運行。

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

1.1.2 獨立平行離場模式

在兩條平行跑道上沿相同方向同時起飛的運行模式。若要實行獨立平行離場模式，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行。

1.1.3 配對離場運行模式

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起飛的運行模式，如圖1所示。兩條跑道都用于離場，可在如早高峰時段大大的提升機場的放行效率，是效率最高的離場運行模式。

圖1 配對離場運行模式

配對離場運行模式與獨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，且若實行該模式，就必須對起飛前機的尾流做系統(tǒng)的研究與分析。

1.2 配對離場模式尾渦風(fēng)險分析

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

圖2 尾流實際效果圖

當(dāng)后機進入前機的尾流區(qū)時，尤其是輕型機跟隨重型機起飛時，會出現(xiàn)飛行狀態(tài)遭到改變、飛機顛簸、發(fā)動機動力受影響等負面作用。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，尾流會同時出現(xiàn)緩慢下沉運動和向后運動，地面穩(wěn)定弱側(cè)風(fēng)條件下，到達地面的尾流將隨風(fēng)漂移，對于平行跑道，在一條跑道上離場飛機產(chǎn)生的尾流可能會對在另一條跑道上飛機造成潛在危險。

2 基于CFD的離場尾流數(shù)值模擬方法

數(shù)值仿真計算已成為研究飛機尾流流場的重要技術(shù)手段。

2.1 起飛前機尾流場模型構(gòu)建

2.1.1 機翼模型

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

圖3 機翼幾何模型

2.1.2 計算域設(shè)置

流場的計算域是在流體流場數(shù)值模擬計算過程中，參與到數(shù)學(xué)運算（通常為積分運算）的區(qū)域，劃分計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。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較遠，尾渦發(fā)散較快，對后機影響較小，故選擇V2點作為研究對象。

劃分計算域。本文使用建模軟件Space Claim將計算域劃分為長方體，將運輸機標(biāo)模設(shè)置為離地10.7m（35ft），機翼長度設(shè)置為B737-800實際尺寸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)出的幾何模型進行網(wǎng)格劃分，按照Meshing工作流進行操作。定義局部尺寸，生成面網(wǎng)格，生成面網(wǎng)格后對計算域流體或壁面等進行劃分，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，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，計算精度高的特點。

生成邊界層網(wǎng)格后，設(shè)置體網(wǎng)格參數(shù)，最后生成機翼體網(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

進行流場計算時，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動。

連續(xù)方程：

式中：ui表示略去平均符號的雷諾平均速度分量，ρ為密度，P為壓強為脈動速度，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，該模型遠離壁面等價于標(biāo)準k-ε模型；在近壁區(qū)域等價于標(biāo)準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算。

3 計算及結(jié)果分析

3.1 邊界條件設(shè)置及計算

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）及飛機機翼表面設(shè)為無滑移壁面。對我國運行飛機進行數(shù)據(jù)統(tǒng)計可得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，由于飛機起飛離場過程中飛機速度相對較慢，可認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。同時在進行無側(cè)風(fēng)的數(shù)值模擬時，將inlet2、outlet2設(shè)置為壁面。有側(cè)風(fēng)時，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)準初始化，求解算法選擇Coupled算法，進行求解計算，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

運用CFD-Post對fluent計算數(shù)據(jù)文件進行處理，可得流線圖、尾渦云圖。

靜風(fēng)情況下的飛機尾渦流線。如圖6所示。

圖6 尾渦流線圖

由俯視流線圖可見，機翼后方形成旋轉(zhuǎn)方向相反的兩個漩渦，仿真效果較好。與文獻參考值[9]進行對比，仿真精度符合要求。將靜風(fēng)、3m/s兩種情況下的數(shù)據(jù)文件進行Post軟件后處理，得到尾渦渦量為0.01時的等值面云圖，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)向移動距離分別為36m、325m。

4 結(jié)論

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