基于計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)的發(fā)動(dòng)機(jī)噴流影響下后側(cè)飛機(jī)受力分析

何昕, 王琴, 郭東鑫, 陳亞青

(1.中國(guó)民用航空飛行學(xué)院空中交通管理學(xué)院, 廣漢 618307; 2.中國(guó)民用航空飛行學(xué)院飛行技術(shù)與飛行安全科研基地, 廣漢 618307)

起飛點(diǎn)后側(cè)穿越跑道是離場(chǎng)飛機(jī)采用非全跑道起飛,在保持一定的安全間隔下,穿越飛機(jī)從其起飛點(diǎn)后側(cè)穿越跑道,進(jìn)入指定的滑行道或跑道的一種運(yùn)行方式。與中國(guó)主要運(yùn)行的前側(cè)穿越和大U滑穿越跑道方式相比,起飛點(diǎn)后側(cè)穿越跑道方式能夠在保障運(yùn)行安全前提下節(jié)約滑行時(shí)間,提升機(jī)場(chǎng)場(chǎng)面運(yùn)行效率。起飛點(diǎn)后側(cè)穿越跑道方式在美國(guó)芝加哥奧黑爾機(jī)場(chǎng)已實(shí)施運(yùn)行,目前中國(guó)已有學(xué)者對(duì)該方式進(jìn)行了探究。中國(guó)學(xué)者研究了基于某機(jī)場(chǎng)的起飛點(diǎn)后側(cè)穿越跑道方案[1]、前后機(jī)安全間隔[2]、沖突避讓[3]、滑行效率[4]等。

起飛點(diǎn)后側(cè)穿越跑道方式下,后機(jī)受到的影響主要源于前機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流作用,亦是兩機(jī)安全間隔確定的依據(jù)。齊海帆等[5]針對(duì)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管模型的流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算研究;劉友宏等[6]建立發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴流的模型,通過(guò)數(shù)值模擬計(jì)算得到發(fā)動(dòng)機(jī)噴流的流場(chǎng);陳亞青等[7]基于DES-SA數(shù)值模擬方法,研究了靜風(fēng)及自然風(fēng)條件下典型機(jī)型發(fā)動(dòng)機(jī)噴流的影響距離;Synylo等[8]采用計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)(computational fluid dynamics,CFD)方法對(duì)近地面的發(fā)動(dòng)機(jī)噴流進(jìn)行了數(shù)值模擬。中外也有不少學(xué)者針對(duì)飛機(jī)受到側(cè)風(fēng)的影響進(jìn)行研究,Castilho[9]研究了飛機(jī)受到嚴(yán)重側(cè)風(fēng)時(shí)不同變量的影響,考慮飛機(jī)的特征如何影響其穩(wěn)定性,基于概念事故因果關(guān)系模型和系統(tǒng)理論提出了危害分析技術(shù)方法-系統(tǒng)理論分析過(guò)程(systems-theoretic process analysis,STPA),并有效地用于在側(cè)風(fēng)飛行活動(dòng)中的數(shù)據(jù)收集和分析;Slihta等[10]總結(jié)了飛機(jī)側(cè)向運(yùn)動(dòng)參數(shù)的估計(jì)結(jié)果,對(duì)飛機(jī)在側(cè)風(fēng)情況下的著陸進(jìn)行了計(jì)算和分析;陳功等[11]利用縮比模型對(duì)某型號(hào)的民用飛機(jī)在風(fēng)速大于35 m/s的情況下停放時(shí)的穩(wěn)定性進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)和CFD仿真,認(rèn)為在正側(cè)風(fēng)作用下飛機(jī)會(huì)產(chǎn)生較大的上仰力矩;何昕等[12]通過(guò)構(gòu)建飛機(jī)整體結(jié)構(gòu)的受力分析對(duì)起飛點(diǎn)后側(cè)穿越方式下后機(jī)所能承受的側(cè)風(fēng)量進(jìn)行了分析。

以上研究主要對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流進(jìn)行數(shù)值模擬和起飛點(diǎn)后側(cè)穿越跑道方式下后機(jī)受到側(cè)風(fēng)的影響進(jìn)行分析,尚未對(duì)前機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流直接作用于后機(jī)的場(chǎng)景進(jìn)行數(shù)值模擬方面的探究。推動(dòng)安全高效的起飛點(diǎn)后側(cè)穿越跑道方式的實(shí)施和運(yùn)行,其首要工作是確定該方式下前后機(jī)之間的安全間隔?，F(xiàn)將研究重點(diǎn)聚焦到前機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流對(duì)后側(cè)穿越飛機(jī)的影響上,以期為該方式下前后機(jī)安全間隔的確定提供研究思路和方法。運(yùn)用CFD方法對(duì)基于該方式的一定距離下后機(jī)直接受到前機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流作用的場(chǎng)景進(jìn)行數(shù)值模擬。通過(guò)構(gòu)建單發(fā)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管和后側(cè)飛機(jī)置于同一流場(chǎng)中的Catia模型,使用ICEM軟件進(jìn)行網(wǎng)格劃分,采用Fluent軟件對(duì)整體模型進(jìn)行數(shù)值模擬。根據(jù)數(shù)值模擬結(jié)果,更加直觀地反映后機(jī)在該方式下受到前機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流影響的壓力分布和受力等情況,為不同機(jī)型安全間隔的確定提供更加精細(xì)化的方法。

1 模型構(gòu)建

1.1 物理模型

根據(jù)統(tǒng)計(jì),近年來(lái)中國(guó)運(yùn)行的主要機(jī)型中B737-800占比約為30.8%,A320占比約為29.2%,A321占比約為11.6%,A330占比約為6%。因此,飛機(jī)模型選取國(guó)內(nèi)主要運(yùn)行機(jī)型之一的B737-800進(jìn)行研究,其相關(guān)尺寸參數(shù)如表1所示。

1.1.1 流場(chǎng)邊界距離

為直觀地研究前機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流對(duì)后側(cè)穿越飛機(jī)的影響,探究整體模型數(shù)值模擬方法的可行性和準(zhǔn)確性,將B737-800的單發(fā)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管模型和后側(cè)飛機(jī)整機(jī)模型放置于同一流場(chǎng)中建立模型。

在構(gòu)建模型時(shí),將計(jì)算域設(shè)計(jì)為矩形,選取沿前機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管噴流方向?yàn)閄軸,與后機(jī)機(jī)身平行的方向?yàn)閅軸,沿垂直地面向上的方向?yàn)閆軸。文獻(xiàn)[11]通過(guò)“部件組拆法”研究了飛機(jī)不同部位對(duì)有側(cè)風(fēng)時(shí)飛機(jī)受力的貢獻(xiàn),認(rèn)為垂直尾翼對(duì)地面大側(cè)風(fēng)情況下的抬頭力矩貢獻(xiàn)最大;文獻(xiàn)[12]對(duì)起飛飛機(jī)后側(cè)穿越方式下穿越飛機(jī)的抗側(cè)風(fēng)能力進(jìn)行了研究,認(rèn)為前機(jī)噴流對(duì)后機(jī)的影響主要在垂直尾翼上。因此飛機(jī)位于發(fā)動(dòng)機(jī)噴流方向上,在XY平面內(nèi)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管模型正對(duì)飛機(jī)模型的垂直尾翼部分,在XZ平面內(nèi)則以地面為基準(zhǔn)構(gòu)建模型,如圖1所示。

圖1 計(jì)算域尺寸Fig.1 Calculation domain size

根據(jù)文獻(xiàn)[2]中研究確定的起飛點(diǎn)后側(cè)穿越方式下不同前、后機(jī)型組合下的最小安全間隔距離,選取發(fā)動(dòng)機(jī)與飛機(jī)之間的距離為487 m。計(jì)算域大小的設(shè)置應(yīng)盡量不影響數(shù)值模擬的精度,在對(duì)物體受來(lái)流或側(cè)風(fēng)的數(shù)值模擬中,計(jì)算域邊界應(yīng)盡量遠(yuǎn)離物體。根據(jù)文獻(xiàn)[13-14]對(duì)設(shè)置計(jì)算域的建議,后側(cè)飛機(jī)與計(jì)算域入口的距離為487 m,滿足5h的要求(h為飛機(jī)外部高度),頂面和側(cè)面距計(jì)算域邊界設(shè)置為4h取50 m。

1.1.2 混合網(wǎng)格劃分

根據(jù)上述確定的流場(chǎng)邊界及前機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)與后機(jī)之間的距離,采用Catia軟件建立發(fā)動(dòng)機(jī)與飛機(jī)位于同一流場(chǎng)中的模型。所建立的飛機(jī)模型保留了主要的形狀參數(shù),將一些細(xì)節(jié)部分和不利于網(wǎng)格劃分的部分進(jìn)行簡(jiǎn)化。

ICEM軟件可對(duì)模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分,一般有結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分兩種方式。結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分方式需遵循一定的劃分規(guī)則,才能保證所劃分網(wǎng)格的質(zhì)量,具有計(jì)算結(jié)果較為準(zhǔn)確的優(yōu)點(diǎn),其缺點(diǎn)是結(jié)構(gòu)網(wǎng)格對(duì)復(fù)雜不規(guī)則的模型適應(yīng)性差、靈活性較低。而非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格則能夠適應(yīng)多數(shù)不同形狀的復(fù)雜模型,自動(dòng)生成非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,其缺點(diǎn)在于生成的網(wǎng)格數(shù)量更大,生成網(wǎng)格的速度更慢,數(shù)值模擬的計(jì)算難度增加。結(jié)合研究的實(shí)際模型,飛機(jī)模型更適合采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分,但全部模型采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分又存在網(wǎng)格量巨大和計(jì)算速度慢的問(wèn)題,因此將采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格和非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格結(jié)合的混合網(wǎng)格劃分方法。

由于飛機(jī)結(jié)構(gòu)復(fù)雜,將飛機(jī)及其附近的區(qū)域設(shè)為區(qū)域一,將區(qū)域一內(nèi)的流場(chǎng)劃分非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。發(fā)動(dòng)機(jī)噴流作用于飛機(jī)表面之后繞流,對(duì)飛機(jī)內(nèi)部不產(chǎn)生作用,因此飛機(jī)內(nèi)部不劃分網(wǎng)格。對(duì)區(qū)域一進(jìn)行非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分時(shí),先設(shè)置全局網(wǎng)格參數(shù),采用四面體網(wǎng)格劃分,再根據(jù)飛機(jī)模型特征對(duì)網(wǎng)格質(zhì)量較差的面設(shè)置相關(guān)參數(shù),并采用密度盒子、光順網(wǎng)格等方法提高區(qū)域一內(nèi)的非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格質(zhì)量,最終將非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格質(zhì)量調(diào)整至0.3以上。根據(jù)前機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管和后機(jī)的相對(duì)位置,發(fā)動(dòng)機(jī)噴管來(lái)流主要作用于后機(jī)垂直尾翼和機(jī)尾部分,對(duì)飛機(jī)表面尤其是垂直尾翼及機(jī)尾表面的網(wǎng)格進(jìn)行加密處理。

將流場(chǎng)遠(yuǎn)場(chǎng)區(qū)域及前機(jī)噴管模型視作一個(gè)整體,設(shè)為區(qū)域二。將區(qū)域二內(nèi)的發(fā)動(dòng)機(jī)模型及流場(chǎng)劃分結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,其中發(fā)動(dòng)機(jī)噴管模型上的網(wǎng)格進(jìn)行加密處理。通過(guò)不斷調(diào)整,提升網(wǎng)格質(zhì)量,得到網(wǎng)格質(zhì)量大于0.75的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。

通過(guò)網(wǎng)格合并的方法將區(qū)域一的非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和區(qū)域二的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進(jìn)行合并,得到用于計(jì)算的混合網(wǎng)格,如圖2所示。

圖2 混合網(wǎng)格劃分Fig.2 Hybrid meshing

1.2 計(jì)算模型

利用Ansys Fluent軟件對(duì)混合網(wǎng)格模型進(jìn)行數(shù)值模擬[15-19],該軟件基于有限體積格式,通過(guò)求解流體控制方程進(jìn)行計(jì)算[20]。數(shù)值模擬方法廣泛地應(yīng)用于航空航天、船舶、風(fēng)力、水利等復(fù)雜流體的分析[21-23],具有技術(shù)成本低、周期短、能提供真實(shí)試驗(yàn)無(wú)法模擬的條件等優(yōu)勢(shì)[24]。1994年,Menter在k-ω模型和k-ε模型的基礎(chǔ)上開(kāi)發(fā)了SSTk-ω模型,該模型克服原有模型對(duì)自由流湍流條件的依賴,能夠更好地預(yù)測(cè)外部氣流的流動(dòng)及分離,同時(shí)在有逆壓梯度時(shí)在其壁面附近保持優(yōu)勢(shì)[25]。SSTk-ω模型常應(yīng)用于列車或汽車等外部流場(chǎng)的仿真模擬研究[26-28],采用該模型對(duì)外部流場(chǎng)作用于飛機(jī)表面的影響進(jìn)行數(shù)值模擬。

湍流動(dòng)能k方程:

Yk+Sk

(1)

特殊耗散率ω方程:

Yω+Dω+Sω

(2)

式中:ρ為流體密度;u為速度;t為時(shí)間;k為湍流動(dòng)能;ω為耗散率;Gk為湍流的動(dòng)能;Gω為ω方程;Γk、Γω分別為k與ω的有效擴(kuò)散項(xiàng);Yk、Yω分別為k與ω的發(fā)散項(xiàng);Dω為正交發(fā)散項(xiàng);Sk與Sω分別為用戶自定義的湍動(dòng)能項(xiàng)和湍流耗散項(xiàng)。

2 求解計(jì)算

2.1 計(jì)算條件設(shè)置及網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證

選用基于密度耦合的求解器對(duì)雷諾平均方程進(jìn)行求解,湍流模型采用SSTk-ω,工作氣體選用理想氣體[29]。飛機(jī)模型的所有表面和地面設(shè)置為無(wú)滑移壁面,遠(yuǎn)場(chǎng)邊界設(shè)置為壓力出口和壓力遠(yuǎn)場(chǎng),具體條件設(shè)置如表2所示。

表2 計(jì)算條件設(shè)置Table 2 Calculation condition setting

表3 網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證網(wǎng)格量及節(jié)點(diǎn)數(shù)Table 3 Grid independence verifies the number of grids and nodes

將模型劃分網(wǎng)格量為597萬(wàn)、765萬(wàn)、904萬(wàn)、1 035萬(wàn)及1 212萬(wàn)的混合網(wǎng)格;將5個(gè)不同網(wǎng)格量的混合網(wǎng)格導(dǎo)入Fluent軟件并設(shè)置相同的上述條件進(jìn)行數(shù)值模擬。

對(duì)在發(fā)動(dòng)機(jī)噴管軸線上后機(jī)垂直尾翼上的壓力及溫度進(jìn)行無(wú)量綱化處理,其變化如圖3和圖4所示。

圖3 不同網(wǎng)格量噴管軸線上垂直尾翼壓力對(duì)比Fig.3 Comparison of vertical tail pressure with different grid quantities on nozzle axis

圖4 不同網(wǎng)格量噴管軸線上垂直尾翼溫度對(duì)比Fig.4 Comparison of vertical tail temperature with different grid quantities on nozzle axis

飛機(jī)垂直尾翼表面的壓力隨著網(wǎng)格數(shù)量的增長(zhǎng)而增加,當(dāng)網(wǎng)格量為1 035萬(wàn)和1 212萬(wàn)時(shí),表面壓力變化較小;飛機(jī)垂直尾翼表面的溫度隨網(wǎng)格量的增長(zhǎng)而減小,當(dāng)網(wǎng)格量為1 035萬(wàn)和1 212萬(wàn)時(shí),表面溫度變化較小。為了保證數(shù)值模擬結(jié)果的精度同時(shí)提高計(jì)算效率,選用網(wǎng)格量為1 035萬(wàn)的混合網(wǎng)格進(jìn)一步分析,其具體網(wǎng)格參數(shù)如表4所示。

表4 網(wǎng)格劃分參數(shù)Table 4 Meshing parameters

2.2 數(shù)值模擬結(jié)果及分析

2.2.1 混合網(wǎng)格交界面分析

采用CFD-POST軟件對(duì)數(shù)值模擬結(jié)果進(jìn)行處理,發(fā)動(dòng)機(jī)噴管軸線上速度分布云圖如圖5所示。

黑色線框內(nèi)的范圍為劃分非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的區(qū)域一,黑色線框外的范圍為劃分結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的區(qū)域二,黑色線框上的面為結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的交界面圖5 噴管軸線上速度分布云圖Fig.5 Velocity distribution on nozzle axis

其中圖5(a)為噴管軸線上XY平面全局的速度分布云圖,圖5(b)和圖5(c)為噴管軸線上混合網(wǎng)格交界面處XY平面上的速度分布和XZ平面上的速度分布云圖,發(fā)動(dòng)機(jī)噴管噴流的來(lái)流方向沿X方向。可以看出,前機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管噴流從區(qū)域一經(jīng)交界面?zhèn)鬟f至區(qū)域二。地面作用和混合網(wǎng)格的原因?qū)е屡c地面接觸的少部分噴流有所變化,這部分噴流與地面距離較近,尚未作用于后機(jī),對(duì)后機(jī)受到前機(jī)噴流的作用研究影響甚微。其余部分的噴流傳遞良好,速度范圍為0～24.9 m/s。

2.2.2 后機(jī)表面壓力、溫度結(jié)果分析

根據(jù)數(shù)值模擬結(jié)果,飛機(jī)表面壓力分布云圖如圖6所示,其中圖6(a)為迎發(fā)動(dòng)機(jī)噴流的飛機(jī)表面壓力分布,圖6(b)為背對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)噴的壓力分布,圖6(c)為XY平面上飛機(jī)的壓力分布。對(duì)于飛機(jī)整體而言,最大壓力范圍主要分布在迎發(fā)動(dòng)機(jī)噴流一側(cè)的垂直尾翼、水平尾翼和機(jī)身尾部表面,壓力最大值為101 609.656 Pa,壓力逐漸向四周減小。

根據(jù)數(shù)值模擬結(jié)果,飛機(jī)表面溫度分布云圖如圖7所示。對(duì)于飛機(jī)整體而言,溫度值最高范圍分布在迎發(fā)動(dòng)機(jī)噴流一側(cè)的機(jī)身尾部表面,溫度最高值為310.022 K,四周的溫度逐漸減小。

圖7 飛機(jī)表面溫度分布云圖Fig.7 Temperature distribution on aircraft surface

2.2.3 作用于后機(jī)的噴流速度分析

圖8和圖9分別為區(qū)域一內(nèi)前機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管軸線上XZ平面上的速度分布云圖和壓力分布云圖,前機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)軸線上作用于后機(jī)水平尾翼前的噴流最大速度約為15.712 m/s。由于后機(jī)的阻礙作用,前機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流作用于后機(jī)水平尾翼附近的速度逐漸減小,后機(jī)表面的壓力逐漸增大。而繞流在后機(jī)機(jī)身尾部最下端和垂直尾翼最上端邊緣的速度增大,壓力減小。

圖8 噴管軸線上XZ平面速度分布云圖Fig.8 Velocity distribution on nozzle axis in XZ plane

圖9 噴管軸線上XZ平面壓力分布云圖Fig.9 Pressure distribution on nozzle axis in XZ plane

前機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流作用于后機(jī)迎噴流一側(cè)的機(jī)翼前的速度云圖如圖10所示,此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流速度的最大值為18.668 m/s。由于地面作用等因素,前機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流傳遞至此處,速度最大范圍反而分布在其噴流軸線的兩側(cè)。前機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流作用于后機(jī)垂直尾翼前的速度分布云圖如圖11所示,經(jīng)過(guò)后機(jī)水平尾翼的阻礙作用,此時(shí)垂直尾翼附近的最大速度值范圍為13.608～15.12 m/s。

圖10 迎噴流一側(cè)機(jī)翼前噴流速度分布云圖Fig.10 Jet velocity distribution in front of the wing facing the jet

圖11 垂直尾翼前速度分布云圖Fig.11 Velocity distribution in front of vertical tail

2.2.4 飛機(jī)表面渦量分析

區(qū)域一中飛機(jī)在Q準(zhǔn)則下的渦量云圖如圖12所示,level選擇為0.000 01,結(jié)合圖7和圖8可以看出前機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流作用于后機(jī)之后繞流并形成渦流,大量渦流主要分布在后機(jī)背對(duì)來(lái)流一側(cè)的垂直尾翼、水平尾翼和機(jī)身尾部之后,部分渦流在機(jī)翼下方形成,少量渦流位于飛機(jī)其他部位。

圖12 基于Q準(zhǔn)則的渦量分布云圖Fig.12 Eddy current distribution based on Q criterion

2.2.5 后機(jī)受力分析

起飛點(diǎn)后側(cè)穿越跑道方式下,前后機(jī)應(yīng)保持一定安全間隔,而保持安全間隔的關(guān)鍵在于后機(jī)受到前機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流作用時(shí)的穩(wěn)定性。對(duì)在一定距離下前機(jī)單發(fā)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流作用于后側(cè)飛機(jī)整機(jī)的場(chǎng)景進(jìn)行數(shù)值模擬,發(fā)現(xiàn)前機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流對(duì)后機(jī)垂直尾翼的作用并非均勻分布,噴流對(duì)后機(jī)其他部位的作用亦不可忽略。分析后機(jī)在前機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流作用下的穩(wěn)定性,需要根據(jù)后機(jī)的受力情況進(jìn)行說(shuō)明。利用CFD-POST中壓力的面積分函數(shù),對(duì)某個(gè)表面壓力進(jìn)行面積分的結(jié)果,能夠反映所選擇表面的受力,其中參數(shù)壓力的單位為Pa,后機(jī)表面的面積單位為 m2,結(jié)果值即受力的單位為N。得到后機(jī)每個(gè)部位表面沿來(lái)流方向上(X方向)的受力,如表5所示。

表5 后機(jī)各部位表面沿噴流方向受力Table 5 Force on the each part of the rear aircraft surface along the jet direction

結(jié)合文獻(xiàn)[12],起飛點(diǎn)后側(cè)穿越跑道方式下后機(jī)所能承受的側(cè)偏力Fy的計(jì)算公式為

(3)

式(3)中:Wt為飛機(jī)重量,B737-800的空重為41 413 kg,最大起飛重量為79 010 kg;g為重力加速度;μt為輪胎與地面間的滑動(dòng)摩擦因數(shù),干燥道面為0.6～0.9,濕滑道面為0.4～0.7,冰雪道面為0.25～0.4;B為飛機(jī)主輪與質(zhì)心之間的距離;L為Fy作用點(diǎn)與主輪間的橫向間距,下角標(biāo)y為側(cè)向來(lái)流方向。

根據(jù)式(3),當(dāng)不同天氣狀況下跑道滑動(dòng)摩擦因數(shù)取最小值時(shí),得到空重情況下B737-800所能承受的側(cè)偏力,如表6所示。

表6 不同天氣情況下飛機(jī)所能承受的側(cè)偏力Table 6 The lateral force that the aircraft can withstand in different weather conditions

3種天氣情況下后機(jī)沿來(lái)流方向上所能承受的側(cè)偏力,均小于數(shù)值模擬結(jié)果中沿來(lái)流方向上后機(jī)的受力(18 404.1 N)。因此,基于最大安全裕度,為保證起飛點(diǎn)后側(cè)穿越跑道方式下后機(jī)(空重)受到前機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流作用,還能保持在滑行道中線上穩(wěn)定運(yùn)行,應(yīng)在487 m的基礎(chǔ)上增加前后機(jī)之間的安全間隔。

3 結(jié)論及展望

3.1 結(jié)論

針對(duì)起飛點(diǎn)后側(cè)穿越跑道方式下僅對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流或者后側(cè)飛機(jī)進(jìn)行研究的現(xiàn)狀,基于CFD方法構(gòu)建了一定距離下前機(jī)單發(fā)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流直接作用于后機(jī)場(chǎng)景的模型,對(duì)混合網(wǎng)格模型進(jìn)行數(shù)值模擬和網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證,比文獻(xiàn)更精細(xì)化地研究了后機(jī)受到的影響,結(jié)合相關(guān)文獻(xiàn)分析一定距離下后機(jī)的穩(wěn)定性,同時(shí)為探究起飛點(diǎn)后側(cè)穿越跑道方式下兩機(jī)安全間隔提供一種思路。得出以下結(jié)論。

(1)對(duì)一定距離下前機(jī)單發(fā)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流直接作用于后機(jī)整體的模型采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的混合網(wǎng)格劃分方式,根據(jù)數(shù)值模擬計(jì)算結(jié)果,發(fā)動(dòng)機(jī)噴流經(jīng)結(jié)構(gòu)網(wǎng)格與非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的交界面處傳遞良好,僅少部分噴流在交界面處的傳遞受到地面作用影響。

(2)受前機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流的作用,后機(jī)整體壓力最大范圍分布在迎噴流一側(cè)的垂直尾翼、水平尾翼和機(jī)身尾部表面;后機(jī)整體溫度值最大范圍分布在迎噴流一側(cè)的機(jī)身尾部表面。

(3)因存在地面作用,前機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流作用于后機(jī)表面附近的最大值范圍分布在其發(fā)動(dòng)機(jī)軸線兩側(cè)。由于前機(jī)噴流受到后機(jī)的阻礙作用,噴流作用于后機(jī)后,其速度減小,而繞流在后機(jī)垂直尾翼上表面和機(jī)尾下表面邊緣的速度增加。

(4)噴流作用于后機(jī)形成的渦流主要分布在其背對(duì)噴流一側(cè)的垂直尾翼、水平尾翼和機(jī)身尾部之后,部分渦流在機(jī)翼下方形成,少量渦流位于飛機(jī)其他部位。

(5)前機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流并非只作用于后機(jī)垂直尾翼,根據(jù)沿來(lái)流方向上后機(jī)能夠承受的側(cè)偏力和數(shù)值模擬的受力進(jìn)行分析,認(rèn)為基于最大安全裕度,為保證后機(jī)(空重)在前機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流作用下,還能保持在滑行道中線上運(yùn)行,應(yīng)在487 m的基礎(chǔ)上再適當(dāng)增加間隔。

3.2 展望

(1)基于CFD方法僅對(duì)一定距離下前機(jī)單發(fā)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流作用于后機(jī)的場(chǎng)景進(jìn)行研究,提供了研究思路,而未對(duì)一定距離下前機(jī)雙發(fā)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流作用于后機(jī)的場(chǎng)景進(jìn)行探究,后續(xù)將對(duì)此場(chǎng)景深入研究。

(2)后續(xù)將對(duì)于起飛點(diǎn)后側(cè)穿越跑道方式下的前機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流作用于后機(jī)的相關(guān)實(shí)驗(yàn)展開(kāi)研究。