CN108052781A - 一种针对近地阶段飞机尾流的主动干预模拟实验方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种针对近地阶段飞机尾流的主动干预模拟实验方法。该方法是基于计算流体动力学方法的主动干预模拟实验方法，分为机体建模、主动干预设置、数值计算模型选择、数值模拟计算、网格划分和数值模拟结果对比分析；通过在机场跑道延长线上按一定规律布置干扰板阵列，能加快二次涡的形成和发展，从而有效破坏尾流主涡的结构，阻滞并削弱尾涡的切向湍流动能，诱导主涡结构失稳，产生路德维希相交不稳定性，使尾涡环量的消散速率提高15%，从而能有效削弱尾涡强度，降低飞机尾流对后机飞行安全的影响，提高终端区空管运行安全水平。以低成本和高可靠性的手段对近地尾涡进行人工干预，从而动态地缩减尾涡间隔，提升空管运行效率。

Description

一种针对近地阶段飞机尾流的主动干预模拟实验方法

技术领域

本发明涉及民航空中交通管理，具体涉及一种针对近地阶段飞机尾流的主动干预模拟实验方法，可为机场尾流干扰板的研发和设计提供可行的模拟验证方法。

背景技术

飞机在空中飞行时,机翼上下的气压差会导致气流绕过翼尖在飞机后方形成一种大尺度、高能量旋涡尾流场，难以自行消散。当后方飞机误入前机尾流场区域时，处置不当极易发生飞行事故。统计表明，国际上绝大多数的尾涡遭遇事件发生在离地100米以下的近地阶段。在平静大气中，近地阶段的尾流滞空时间可长达2-3分钟，导致飞机之间需要保持过大的尾流间隔，影响机场容量的提升。截至目前，我国已成为全球增长最快、规模仅次于美国的全球第二大航空运输市场。在现有尾流间隔标准下，北京、上海、广州等大型繁忙机场的时刻资源早已饱和，旺盛的航空运输需求使得航班延误已成为民航运行的“新常态”。

飞机后方的尾涡流场属于非定常分离流场、具有尺度大、演变机理复杂、影响因素众多的特点。通过系统地辨识尾涡流场演变机理，主动引入外部干扰源以加快尾流的消散，是安全审慎地缩减尾流间隔、提高机场运行效率的理想途径。在飞机尾涡强度减缓与干预方面，传统方法是通过增大尾流形成之初的涡核尺寸，以降低飞机遭遇尾流时的受载力矩，比如将发动机喷出的乱流引入尾流或改进飞机机翼设计，包括加装翼尖小翼、改进涡流发生器、优化襟翼设计等。这种方案可以降低尾涡的初始环量，但不能改变其消散过程，所需消散时间并没有明显变化。此外，这种控制方法也存在成本高、见效慢、飞机改装难度大等缺点，难以大范围的推广和应用。

发明内容

鉴于现有技术现状，本发明的目的是提供一种针对近地阶段飞机尾流的主动干预模拟实验方法。

为实现上述目的，本发明采取的技术方案是：一种针对近地阶段飞机尾流的主动干预模拟实验方法，其特征在于，该方法是基于计算流体动力学方法的主动干预模拟实验方法，主动干预模拟实验方法分为机体建模部分、主动干预设置部分、数值计算模型选择部分、数值模拟计算部分、网格划分部分和数值模拟结果处理部分，其具体步骤如下：

（1）、机体建模部分：采用ANSYS软件的SCDM模块建立典型的民航飞机机翼、尾翼比几何模型和地面干扰板模型。

（2）、主动干预设置部分：ANSYS软件的SCDM模块在流场地面上，在跑道中线延长线的两侧对称地间隔加装干扰板进行主动干预，依据《ICAO附件14》和《ICAO 8168》中对跑道外侧障碍物高度的限制要求，对进近着陆阶段飞机与干扰板的碰撞风险和超障余度进行评估，确保飞行安全。

（3）、网格划分部分：基于ANSYS软件的ICEM模块，采用六面体结构化网格、四面体非结构化和局部加密的分区网格划分方法，对于局部复杂的几何区域采用结构化和非结构化的混合网格，以提高网格质量。

（4）、数值计算模型选择部分：采用RANS方法，采用S-A模型和RKE模型模拟尾涡流场的形成和卷起阶段。

（5）、数值模拟计算部分：根据尾涡流场的特点，依据计算出的近场尾涡流场参数，采用流场区域的多阶段拼接计算方法，用于实现大尺度脱体尾涡流场的数值模拟实验。

（6）、数值模拟结果对比分析部分：利用ANSYS软件的POST模块处理数值模拟的结果，提取尾涡涡量、尾涡变形、强度环量和尾涡高度四个参数，并根据这四个参数在没有干扰板和有干扰板影响下的变化情况的对比结果，来验证干扰板对尾流消散的影响。

所述在第（5）部分的数值模拟计算部分采用流场区域的多阶段拼接计算程序并执行以下操作：

（a）、首先使用ANSYS的SCDM模块来建立机翼模型及流场构建；

（b）、根据实验目标判断是考虑干扰板的影响，如果是，则在流场中增设干扰板；

（c）、使用ANSYS软件的ICEM模块，采用六面体结构化网格、四面体非结构化和局部加密的分区网格划分方法，对计算域进行结构化网格划分；划定初始计算域的起始与结束范围；

（d）、在计算域的气流入口处设置边界计算条件；

（e）、采用计算机服务器,启动CFD计算模块，对当前计算域进行数值模拟计算；

（f）、对当前计算域是否为流场区域的最后计算域进行判定，如果是，则结束计算；否则将当前计算域的出口参数导出，导入为下一计算域的气流入口处参数，设置下一计算域起始与结束范围，然后返回到步骤（d）重新进行边界条件设置和计算。

本发明所产生的有益效果是：当飞机高度低于飞机翼展大小时，尾流主涡会在接近地面的过程中促进地表面形成附面层，并分离出二次涡。随着尾流主涡不断向地表附面层传递能量，二次涡的强度也越来越大，并逐渐脱离地表上升起来，之后缠绕于尾流主涡周围，诱发主涡速度场的分布变化，加速尾流主涡的消散。通过在机场跑道延长线上按一定规律布置若干个特定尺寸的竖立干扰板阵列，能加快二次涡的形成和发展，从而有效破坏尾流主涡的结构，阻滞并削弱尾涡的切向湍流动能，诱导主涡结构失稳，产生路德维希相交不稳定性，使尾涡环量的消散速率提高15%，从而能有效削弱尾涡强度，降低飞机尾流对后机飞行安全的影响，提高终端区空管运行安全水平。空管部门可根据航班飞行计划和实时更新的进离场航班信息和相关飞行情报，针对性地部署和使用人工干扰板，在确保安全的前提下，以低成本和高可靠性的手段对近地尾涡进行人工干预以加速尾涡衰减，从而动态地缩减尾涡间隔，提升空管运行效率。

附图说明

图1为本发明中用来实验验证的飞机机翼俯视图；

图2为本发明中的干扰板阵列与机场跑道的相对关系图；

图3为本发明中给出的多段拼接计算方法的程序流程图；

图4为本发明中的不同流场截面尾涡涡量云图；

图5为本发明中干扰板影响下不同流向位置处涡量分布图；

图6为本发明中干扰板影响下的尾涡环量衰减曲线图；

图7为本发明中干扰板影响下的尾涡高度下沉曲线图。

具体实施方式

以下结合附图和实施例对本发明作进一步说明：

本发明采用ANSYS流体模拟软件开展近地阶段飞机尾涡流场的数值模拟实验。基于RANS方法和多段拼接方法开展大尺度的脱体尾涡数值模拟实验，通过在数值模拟实验环境中构建干扰板模型，以A320飞机机翼为例，具体见图1，计算了该机翼在高空、近地无干扰板和近地有干扰板三类场景中的尾涡演化情况，并对三组计算结果进行了对比分析，得到不同影响因素下的尾流干扰板最佳布局参数。

实施例：使用ANSYS软件，在“天河一号”超级计算机上开展计算流体动力学（CFD）数值模拟实验，建立了在机场跑道延长线上、跑道入口外400米处沿跑道方向设置9块间隔10米，长8米、宽0.1米、高6米的竖状干扰板阵列模型，具体见图2。验证了干扰板对飞机尾流运动和消散的影响。实验结果表明，干扰板可以诱发地面二次涡的产生和发展，之后通过二次涡与飞机尾流主涡的耦合，可以增大尾流主涡的内在不稳定性，使尾涡环量的消散速率提高15%，从而有效地削弱尾涡的强度，降低飞机尾流对后机飞行安全的影响。

针对近地阶段飞机尾流，基于计算流体动力学方法进行主动干预模拟实验方法进一步说明如下：

（1）机体建模部分

为了分析近地情况尾涡的演变特性和干扰板对尾涡的干扰作用影响，设置了三组对比实验，均采用A320飞机机翼进行流场分析，第一组实验为近地无干扰板尾涡流场，为了对照比较，设置第二组实验为无地面效应的高空尾涡流场，第三组实验为近地有干扰板尾涡流场，所有计算均在天河一号超级计算机上完成。A320机翼形状和参数如图1所示，其机翼展长b=36.9m，翼根处翼弦长度10m，机翼迎角4°，机翼面积210m²。

尾涡近地环境参数设置如下：飞行速度的设置根据A320飞机的进近和离场速度范围选择了67m/s。空气密度ρ=1.225kg/m³，温度T=288.15 K, 大气压力P=104103.1pa，基于弦长的雷诺数Re为10000000，来流马赫数Ma=0.2，来流为粘性流体。

第一段分段模型计算域的INLET、 OUTLET分别代表气流的入口和出口。计算域沿流向的长度为飞机翼展长度的10倍大小，机翼设置在气流入口处，模型坐标原点设置在机翼上。第一段以后的分段模型大小、坐标系设置同第一段，不同之处为其他各段中无机翼模型，并且INLET参数设置不同。第一段的INLET参数设置为压力远场(pressure far field)，之后的各段INLET参数由前一段OUTLET参数导入得到。四周边界面中底部边界定义为BOTTOM边界面，当计算高空场景实验时，此边界类型为压力远场。

当计算近地场景实验时，此边界类型应设置为固定壁面(stationary wall)，地表剪切条件（shear condition）为无滑（no slip），地面粗糙度（wall roughness）设置为0.5。而计算域的其他三个侧边界，在各组计算中均设为压力远场。实验求解采用FLUENT默认的有限体积法进行离散与更适合粘性流体的基于密度基的求解方法，压力、动量和能量方程及扩散项采用二阶迎风格式，一阶隐式格式处理时间项。

（2）主动干预设置部分

干扰板的设置需要考虑飞机进、离场超障高度的限制和尾涡分布区域尺寸。基于空管运行实际经验提出干扰板高度不宜超过0.2b，且板的数量要够多以保证近地涡在向外水平运动时也能受到有效的干预。根据A320翼展b=36.9m这一信息，计算后发现，干扰板高度不宜超过7m，且需要在尾涡接地区域沿展向放置足够的多的干扰板以达到预期的效果。因此，干扰板的放置确定为是在距离跑道入口外400m处设置9块间隔10m，长8m、宽0.1m、高6m的干扰板。具体如图2所示。

此外，为了验证干扰板高度是否影响空管运行安全要求，参考表1的数据，进行OIS面的障碍物超障评价。根据障碍物鉴别面（obstacle identification surface，OIS），OIS面起点为跑道入口以上5m，梯度为2.5%，则在距离跑道入口400m位置点对应的OIS面高度为5+400*2.5%=15m。此时人工干扰板的高度为6m，远小于15m，没有穿透OIS面，能够保证空管运行安全。

表1 超障高度数据

距离接地地带（m）	460	560	600	660	960	1260	1560	1860
									距离跑道入口（m）	160	260	300	360	660	960	1260	1560
飞机高度（m）	24	29	31	35	50	66	82	97
									允许障碍物高度（m）	2	4	4.4	6	>6	>6	>6	>6

（3）网格划分部分

基于ANSYS软件的ICEM模块，采用六面体结构化网格、四面体非结构化和局部加密的分区网格划分方法，对于局部复杂的几何区域采用结构化和非结构化的混合网格，以提高网格质量。为了得到具有高分辨率且节点分布合理的计算域的网格，采用自适应O型结构化六面体网格划分计算域。机翼周围划分网格时需在机翼附近O网加密，沿着机翼表面法向网格间距逐渐加大，以提高计算精度。计算域网格偏斜度参数表明，除个别网格外（不超过五个），其他计算域网格偏斜度均大于0.1，生成质量良好，能保证实验的精度。

（4）数值计算模型选择部分

在数值模拟方法中，雷诺平均方法相比于直接数值模拟方法和大涡模拟具有计算量小的优点，常用于求解大型复杂流场问题。该方法采用瞬时变量以及分解后的标量替代N-S方程中的变量后再将数值平均得到变形N-S方程。依据雷诺应力正比于平均速度梯度的条件，采用Boussinesq假设的S-A模型和Realizable k-ε涡粘模型对N-S方程进行封闭以求解未知变量。同标准模型一样，Realizable k-ε增加了湍动能k和扩散率ε的两个输运方程来封闭N-S方程，用以弥补标准模型的跳变缺陷，从而实现对尾涡流场从形成到卷起的全阶段模拟。

（5）数值模拟计算部分

通常情况下，飞机尾涡的消散区域非常巨大，能延伸到飞机后方几公里，若将整个尾涡流场直接整体建模，其网格数和计算量都将超出普通服务器的计算能力，因此，提出对整个流场区域的分段拼接计算来实现大尺度的脱体尾涡数值模拟实验，具体计算流程如图3所示。

（a）首先使用ANSYS的SCDM模块来建立机翼模型及流场构建。

（b）根据实验目判断是否考虑干扰板的影响，如果是，则在流场中增设干扰板。

（c）使用ANSYS软件的ICEM模块，采用六面体结构化网格、四面体非结构化和局部加密的分区网格划分方法，对计算域进行结构化网格划分；划定初始计算域的起始与结束范围。

（d）将当前计算域的长度设置为飞机翼展长度大小的10倍，并在气流入口上设置边界计算条件，包括温度、风速、湍流度等。

（e）采用计算机服务器,启动CFD计算模块，对当前计算域进行数值模拟计算。

（f）对当前计算域是否为流场区域的最后计算域进行判定，如果是，则结束计算；否则将当前计算域的出口参数导出，导入为下一计算域的气流入口处参数，设置下一计算域的起始与结束范围，然后返回到步骤（d）重新进行边界条件设置和计算。

（6）数值模拟结果对比分析部分

利用ANSYS软件的POST模块处理数值模拟的结果，提取尾涡涡量、尾涡变形、强度环量和尾涡高度四个参数，并根据这四个参数在没有干扰板和有干扰板影响下的变化情况的对比结果，来验证干扰板对尾流消散的影响。

a、干扰板影响下的尾涡涡量对比

依据近地无干扰板实验条件计算出尾涡流场中各个网格数据，提取速度偏导数计算出总涡量，以直观反映左右尾涡的涡旋状态，计算出的机翼后方各处的涡量等值分布图如图4所示。

图中的X表示流场与机翼之间的距离，采用翼展b的倍数来表示，需要指出的是数值模拟流场中的不同位置并不代表尾涡在真实空间中有X方向运动，而是代表真实空间中尾涡在脱离机翼后垂直下沉的不同时刻。由图可知，随着尾涡不断靠近地面，涡核区涡量持续衰减耗散。涡对相互诱导形成的下洗气流与地面激烈碰撞，气流速度大小和方向随即改变，沿着地表不断从尾涡中间内部区域沿着地表向外侧输运堆积，在涡系外侧下部生成强烈的上升气流。地表附面层压力快速增长形成“高压气垫”将涡核区域和地表隔离，使得尾涡主涡形态基本保持完整。随着尾涡受到重力的牵引下沉，尾涡和地面的互相作用和涡系自身的诱导力增强，主涡周围逐渐有从地表附面层分离出二次涡系。主涡不断向地表附面层传递注入能量、压力，二次涡从附面层持续吸收能量，涡强度上升、涡核形态逐渐明显。随着二次涡不断接近并缠绕于主涡周围旋转，吸取主涡能量，加速主涡的消散衰减。

在干扰板影响下的尾涡涡量分布图如图5所示，与图4相同位置涡量图对比分析可知，尾涡在通过地面人工干扰板时，基于涡动力原理，由于近地表面大气湍流、空气的不均匀分布以及尾涡切向速度受到垂直的地面人工干扰板阻挡，尾涡的湍流动能受到干扰和抑制。尾涡强烈的下洗气流在干扰板、地面之间形成的凹形区域内速度和方向同时改变，尾涡迅速变形扭曲，在主涡周围诱导分离多个离散化的小型气旋，这些不规则的气旋就是二次涡系。二次涡系的湍流动能本质上来源于主涡并由于自身诱导作用接近并缠绕于主涡周围，伴随主涡运动，进一步干涉并加剧涡的不平衡导致主涡扭曲变形、结构失稳，涡流动能降低，涡核扩散衰减。

b、干扰板影响下的尾涡变形对比

为进一步分析地面效应对尾涡涡核变形的影响，提取出不同流场截面上尾涡的切向速度矢量来分析尾涡变形情况。实验表明，随着尾涡不断接地，近地尾涡的下洗气流受到地面阻挡，切向速度方向转为向上，这使得飞机在近地阶段能获得额外的升力。但是尾涡的分布难以精确评估，由于飞机只有在离场或进近时会近地，此时处于低速大迎角姿态的后机一旦遭遇近地尾涡，非常容易导致失速。当飞机爬升超过了地面效应的作用范围以后，涡流的下洗不再被阻挡，造成了相对气流的偏移，结果是迎角进一步增大。此时飞机若未能加速到更安全的速度，将有可能进入失速使飞机难以改出。

对比分析在流场计算域中是否设置人工干扰板的速度分布，可以发现受到扰流后的尾涡的切向速度极大值在1.5m/s，显著低于2.2m/s 。切向速度锐减的原因在于尾涡受到人工干扰板扰流后，尾涡的切向气流动能受到人工干扰板各个子板壁面的阻挡分割，从而产生反弹的反向气流，抵消并融合了原有切向气旋能量，从而有效阻滞并削减了尾涡的湍流动能。

c、干扰板影响下的强度环量对比

图6为有无干扰板情况的尾涡环量曲线图，图中的“十”字代表没有干扰板的情况，“*”号代表有干扰板影响的情况，横坐标代表尾涡运动距离，单位为飞机翼展的倍数，纵坐标为涡核下沉的高度大小，单位为飞机翼展的倍数。可以看出，无板下尾涡环量缓慢衰减，在整个计算域运动的距离内，环量衰减量约为3%。对比在X=55b处，尾涡气旋受到人工干扰板的干扰后，尾涡环量曲线出现明显的陡降，环量衰减量为15%。因此，设置人工干扰板能显著加快尾涡强度的衰减和消散。

d、干扰板影响下的尾涡高度对比

图7为有无干扰板情况的尾涡涡核高度曲线图，图中的“十”字代表没有干扰板的情况，“*”号代表有干扰板影响的情况，横坐标代表尾涡运动距离，单位为飞机翼展的倍数，纵坐标为当量环量，即实际环量大小与初始环里昂之比，无量纲。由于尾涡在接触地表后形态稳定，高度不再降低，随着主涡涡核的扩散，涡核略有上移。对比设置人工干扰板后，干扰板人为干预了尾涡的正常运动。加之涡自身的crow不稳定性。在X=55b前后，尾涡主涡的压力、气流流速急剧变化，主涡无法沿原路径继续运动，受到二次涡牵引、拖曳快速下沉并接近地表，粗糙地表产生的摩擦力会消耗主涡湍流动能，加速主涡变形，导致涡体结构失去平衡，快速消散。尾涡在快速下沉后又快速反弹至原高度附近，

通过对有无干扰板影响下的尾涡涡量、尾涡变形、强度环量和尾涡高度这四个参数的对比分析表明，随着主涡不断向地表附面层传递注入能量，二次涡从地表持续吸收能量，涡强度上升并缠绕于主涡周围诱导主涡速度场分布显著改变，加速涡的消散。近地阶段涡核间距会急剧增大，涡的下沉运动会趋于停滞，并发生反弹。人工干扰板不仅能有效破坏尾涡主涡结构，阻滞并削弱尾涡的切向湍流动能，诱导主涡结构失稳，涡体变形扭曲；而且诱导主涡分离出二次涡系，触发涡系之间产生路德维希相交不稳定性。二次涡拖曳牵引主涡加速下沉，并缠绕于主涡周围，与主涡发生干涉并连接融合，加速尾涡迸裂消散。人工干扰板干预使得尾涡环量衰减量能提升15%，表明该人工干预机制能有效削弱尾涡强度，降低后机遭遇尾涡后的潜在受载滚转力矩，可以提高终端区空管运行安全水平。

Claims (2)

1.一种针对近地阶段飞机尾流的主动干预模拟实验方法，其特征在于，该方法是基于计算流体动力学方法的主动干预模拟实验方法，主动干预模拟实验方法分为机体建模部分、主动干预设置部分、数值计算模型选择部分、数值模拟计算部分、网格划分部分和数值模拟结果对比分析部分，其具体步骤如下：

（1）、机体建模部分：采用ANSYS软件的SCDM模块建立典型的民航飞机机翼、尾翼比几何模型和地面干扰板模型；

（2）、主动干预设置部分：ANSYS软件的SCDM模块在流场地面上，在跑道中线延长线的两侧对称地间隔加装干扰板进行主动干预，依据《ICAO附件14》和《ICAO 8168》中对跑道外侧障碍物高度的限制要求，对进近着陆阶段飞机与干扰板的碰撞风险和超障余度进行评估，确保飞行安全；

（3）、网格划分部分：基于ANSYS软件的ICEM模块，采用六面体结构化网格、四面体非结构化和局部加密的分区网格划分方法，对于局部复杂的几何区域采用结构化和非结构化的混合网格，以提高网格质量；

（4）、数值计算模型选择部分：采用RANS方法，采用S-A模型和RKE模型模拟尾涡流场的形成和卷起阶段；

（5）、数值模拟计算部分：根据尾涡流场的特点，依据计算出的近场尾涡流场参数，采用流场区域的多阶段拼接计算方法，用于实现大尺度脱体尾涡流场的数值模拟实验；

（6）、数值模拟结果对比分析部分：利用ANSYS软件的POST模块处理数值模拟的结果，提取尾涡涡量、尾涡变形、强度环量和尾涡高度四个参数，并根据这四个参数在没有干扰板和有干扰板影响下的变化情况的对比结果，来验证干扰板对尾流消散的影响。

2.根据权利要求1所述的一种针对近地阶段飞机尾流的主动干预模拟实验方法，其特征在于，所述在第（5）部分的数值模拟计算部分采用流场区域的多阶段拼接计算程序并执行以下操作：

（a）、首先使用ANSYS的SCDM模块来建立机翼模型及流场构建；

（b）、根据实验目标判断是考虑干扰板的影响，如果是，则在流场中增设干扰板；

（c）、使用ANSYS软件的ICEM模块，采用六面体结构化网格、四面体非结构化和局部加密的分区网格划分方法，对计算域进行结构化网格划分；划定初始计算域的起始与结束范围；

（d）、在计算域的气流入口处设置边界计算条件；

（e）、采用计算机服务器,启动CFD计算模块，对当前计算域进行数值模拟计算；

（f）、对当前计算域是否为流场区域的最后计算域进行判定，如果是，则结束计算；否则将当前计算域的出口参数导出，导入为下一计算域的气流入口处参数，设置下一计算域起始与结束范围，然后返回到步骤（d）重新进行边界条件设置和计算。