近地阶段ARJ21飞机尾流遭遇安全性研究

在实际管制运行中,为了缩短ARJ21飞机与前机尾流间隔,同时避免尾流遭遇危险事件的发生,选取前机机型为A330-200重型机,分别对ARJ21纵向和横向穿越前机尾涡场两种模式下的风险性进行了分析。首先建立了前机尾涡耗散与速度诱导模型,然后根据ARJ21遭遇尾流受力响应模型进行求解,分别计算出两种尾流遭遇模式下ARJ21整机、机翼、机身、平尾及发动机升力与力矩的变化,最后计算得出滚转力矩系数指标和过载增量指标进行安全性验证。结果表明：当ARJ21以ICAO规定的尾流间隔纵向遭遇尾涡时,其滚转力矩系数小于0.04,过载增量与安全裕度之和小于0.5;在交叉跑道上空横向遭遇尾涡时,过载增量与安全裕度之和小于0.5,验证了ICAO尾流间隔标准的安全性。ARJ21跟随A330-200的尾流间隔较ICAO标准缩短2481m,缩减率为26.79%,有效提高了机场的运行效率。     

基于条带状模型的航空器巡航阶段尾流风险区计算

为缩短巡航阶段尾流间隔与垂直间隔,提高空域利用率,首先建立尾流运动模型与尾流耗散模型,使用条带状模型计算后机遭遇前机尾流的气动力矩,以滚转力矩系数极限值作为衡量尾流风险的指标,计算不同机型、不同高度层以及不同起飞重量下的尾流危险区域,并对其影响范围进行分析。最后结合危险区与后机航道的重叠范围确定最小尾流安全间隔。结果表明：与近地阶段相比,巡航阶段尾流初始环量大,耗散速度快。高度层增高会使尾流下沉加快,尾流危险区与垂直间隔增大,水平间隔减小;飞机重量增大会使尾流危险区与垂直间隔变大,水平间隔减小;超重型机的危险区远大于重型机与一般重型机。中型机与不同重型机的水平间隔可缩减38%-57%,垂直间隔至少可缩减至100m。研究结果为制定巡航阶段尾流安全间隔标准具有实际参考价值。     

非涡核区域尾涡遭遇快速建模方法

基于Hallock-Burnham尾流速度模型,建立了尾涡流场、滚转力矩及最大坡度计算模型。通过对非涡核区域尾涡遭遇的仿真,计算尾涡流场中不同位置的飞机最大坡度,按坡度大小进行尾涡流场区域危险等级划分,确定流场中不同危险等级的分布范围;研究分析了飞机飞行高度、重量、马赫数以及前后机间隔等因素的变化对飞机尾涡遭遇的具体影响。通过案例分析计算,验证了模型的快速性,可用于尾涡流场非涡核区域危险性分析。     

基于计算流体动力学的发动机喷流影响下后侧飞机受力分析

实施运行起飞点后侧穿越跑道方式的关键是确定两机安全间隔,后机受到前机发动机喷流作用则是安全间隔的重要影响因素。基于起飞点后侧穿越跑道方式,采用CFD数值模拟方法对一定距离下前机发动机喷流直接作用于后机的场景进行研究。根据数值模拟结果,后机整体压力值最大范围分布在迎喷流一侧的垂直尾翼、水平尾翼表面和机身尾部。后机表面沿喷流方向上的受力为18404.1N,结合其抗侧偏能力分析,认为基于最大安全裕度,为保证后机（空重）在前机发动机喷流作用下,还能保持在滑行道中线上运行,应在487m的基础上再适当增加间隔。     

翼尖尾涡对后机影响研究及规避策略

在飞行中,飞机翼尖尾涡对飞行安全影响较大,不仅会降低后机能见度,而且对后机操作及性能都有重要影响。基于对翼尖尾涡形成机理、近地流动规律及涡核特性的分析,阐述了飞机翼尖尾涡对后机飞行安全的影响,主要涵盖后机平飞状态起飞降落、横向操纵等方面。同时提出了规避翼尖尾涡对后机影响的具体策略,其中包括严格执行国际民航组织规定的尾流间隔标准、建立混合起降尾流安全间隔等。     

基于分离涡模拟方法的导管桨近尾流场及尾涡特性分析

基于分离涡模拟(DES)方法对设计工况下导管桨的近尾流场及尾涡特性进行数值模拟.数值计算中选用SpalartAllmaras湍流模型封闭N-S方程,采用滑移网格技术及混合网格划分方法完成导管桨敞水性能数值计算.通过分析导管桨瞬态尾流场及尾涡空间结构发现:近尾流场中螺旋桨半径区域瞬态诱导速度大,尾流中分布着连续漩涡结构,尾流加速作用明显.导管桨尾涡主要由导管剪切层涡、叶片涡系及毂涡组成,叶片涡系中包含叶梢涡、叶根涡、毂涡及相邻梢涡带之间诱导产生的S形二次涡;导管桨尾涡结构中多重涡系之间产生复杂干扰,尾涡形态出现融合、扭曲、分解并逐渐扩散.     

不同侧风类型影响下的飞机尾涡数值模拟研究

在航空飞行中,低空风切变极易对处在起飞爬升或进近着陆阶段的飞机带来安全隐患,严重时会导致飞机失速甚至坠毁。低空风切变往往还具有持续时间短、尺度小、突发性强等特点。因此在中国民航和通用航空业高速发展的背景下,加强对飞机遭遇低空风切变的数值模拟仿真和研究具有重要意义和实际价值。采用SST模型并使用FLUENT计算尾涡演化,通过构建H-B尾涡耗散二维模型,应用ANSYS FLUENT UDF(user defined function)编译环境侧风不同的7种情况进行尾涡耗散机理的数值模拟,通过对比成都双流机场实地探测的尾涡发现在非线性垂直切变影响下侧风和涡诱导速度的叠加会导致尾涡对周围的压力分布不对称,引起尾涡对倾斜。     

基于大涡模拟的航空器近场尾涡分布特性

为研究尾流特性,降低飞机运行风险,基于数值模拟的研究情况,采用大涡模拟的方法,借助ANSYS软件对尾流进行仿真模拟。首先详细介绍了实验方法、主要实验过程以及相关实验依据,随后对A320特定飞机翼型在无风情况下所产生的尾流进行仿真,得到了尾流刚产生阶段的尾涡,根据实验结果,得出了涡核的发展情况,以及尾涡的侧向、纵向、垂直速度分布情况,并得到相关结论:尾涡存在中心,涡核中心侧向速度、垂直速度大,纵向速度小,涡核边缘速度情况相反。结果表明:尾涡上侧侧向传播速度方向与下侧相反,造成尾涡在空间上的扭曲;尾涡左侧垂直速度方向与右侧相反,使得尾涡在空间上形成上洗区与下洗区;涡量越大,黏性越大,尾涡的纵向传播速度受限。为认识、避让尾涡,进一步降低运行风险,提升空域容量提供了科学依据。     

侧风影响下的飞机尾流强度消散与涡核运动

利用有利的侧风条件适度缩减尾流间隔以提升空域容量已成为国际空管研究的热点问题之一。在建立了A320机翼尾涡流场上,基于RANS方法采用RKE涡粘模型对雷诺应力项进行二方程封闭,提出利用UDF(用户自定义函数)编程技术分别施加静风、1 m/s、4 m/s、7 m/s 4个不同侧风风场,在"天河一号"超级计算机上开展数值模拟实验。基于试验数据,分析了不同侧风影响下的尾涡下沉运动、涡量衰减、尾涡横向运动、涡心速度等参数的变化规律。结果表明:受到侧风扰动后,尾涡涡量快速上升,其滚转力矩在短时间内迅速增加,尾涡涡心间距快速减小后又迅速反弹分离。在垂直方向上,尾涡反复上下跳跃,呈现出不稳定性,强侧风时的诱导湍流形成的剪切梯度会造成涡核脱落,涡体迸裂进而快速消散。在水平方向上,尾涡会被强侧风快速吹离主航路,有利于缩减所需的尾流间隔、提高机场运行效率。     

融合式翼梢小翼对飞机尾涡演化的影响

随着空中交通流量的增长,尾流间隔精细化、动态化缩减成为了民航发展的一种趋势,研究尾流演化过程也成为了民航领域关注的前沿科学问题。基于此,本文采用雷诺平均 N-S方程方法研究了B737-800飞机有无融合式翼梢小翼对飞机尾涡的演化过程影响。利用NASA动态尾流系统中APA尾涡消散模型计算了不同气象环境参数下有无小翼的尾涡环量变化。结果表明：融合式翼梢小翼可以分割翼尖涡,有效改变翼尖气流的流动特性,增大速度梯度,减小尾涡速度、尾涡能量集中程度和尾涡强度;不同大气湍流耗散率和大气层结稳定度下,小翼对尾涡强度的减小量不同。     

汽车外流场DES/RANS模拟研究

汽车外流场具有非定常、大分离和涡结构复杂的特点.采用分离涡模拟(DES)方法对某汽车外流场进行了数值模拟分析,将压力分布、摩擦因数分布、尾部速度和湍动能分布等结果与雷诺平均模拟(RANS)方法进行了比较.计算结果表明:在时均结果上,DES和RANS结果差别不大,但DES方法在处理非定常流动和捕捉含能结构方面优势明显,更...     

三角翼的可压缩外部绕流流场数值模拟

据Spalart-Allmaras模型建立了三角翼的可压缩外部绕流流动的数学模型,并考虑了近壁面流动的处理方法。利用Fluent软件模拟某三角翼周围的二维湍流流场,用空气绕流阻力、升力和力矩系数来监测解的收敛性,得到三角翼周围的速度矢量图、壁面切应力图及边界层分离点范围,显示了边界层及尾迹区的复杂流动。结果表明,数值模拟方法能真实反映边界层及尾迹区的复杂流动,为解决边界层分离问题和机翼设计提供理论依据。     

前缘脱层对风力机翼型流场和气动性能的影响

为研究前缘磨损对翼型气动性能的影响,以风力机专用翼型S809为研究对象,采用SST k-ω湍流模型进行数值计算,研究不同前缘脱层深度对翼型流场和气动性能的影响.结果表明:前缘脱层改变了翼型形状,使得前缘流动变为台阶流动,造成后缘分离区变大、分离点前移.随着脱层深度和攻角的增大,吸力面前缘回流漩涡和后缘分离区由相互独立状态变为完全融合.同一攻角下,前缘脱层对前缘的压力系数影响较大.攻角小于3°时,前缘脱层对翼型的升、阻力系数影响较小,攻角大于3°后,随着脱层程度的加深,翼型的升力系数逐渐减小,阻力系数逐渐增大.相对于光滑翼型前缘脱层翼型升力损失率最高达55.08%,阻力增长率最大达150.48%.     

载机干扰流场下的内装式空射火箭分离过程仿真

为精确模拟载机干扰流场下的箭机分离过程,综合运用多体动力学和计算流体力学的基本理论,提出了一种基于动力学仿真和数值模拟的仿真方法. 该方法通过建立载机、火箭和稳定伞的全尺寸实体模型,并在ADAMS中施加约束和驱动后进行可视化仿真. 火箭在载机干扰流场中的非定常气动力利用计算流体力学和动网格技术进行仿真计算,稳定伞的气动力通过克希霍夫运动方程进行推导. 针对影响箭机分离的关键因素进行仿真对比分析,结果表明该方法较准确地模拟了载机干扰流场下的分离过程,从而为内装式空射火箭的整体方案设计提供了重要的依据.     

飞机尾流间隔标准中的机型分类方法

机型分类方法是尾流间隔计算的基础和依据，我国现行机型分类标准与ICAO相同,均依据飞机重量进行分类。在欧美国家提出的尾流标准重新分类（RECAT）中，依据最大起飞重量和翼展等参数对机型分类和尾流间隔标准进行了重新调整。首先介绍了现行机型分类方法、RECAT 1.5、RECAT EU机型分类方法，然后依据飞机环量计算模型，对国内43种常用机型进近着陆阶段的环量进行计算分析，提出基于环量的RECAT NEW机型分类方法。计算表明，RECAT NEW机型分类方法中，各机型分类区间平均绝对偏差和标准差均小于RECAT 1.5和RECAT EU中各分类区间的该值，可更好地满足RECAT研究需要，具有实际参考价值。     

浸没式超滤膜过滤器内流场的数值模拟

利用计算流体动力学(CFD)方法对浸没式超滤膜过滤器内的流场进行数值模拟,通过计算得到过滤器内流体速度场,压力场和紊流强度的分布情况,并针对膜组件放置位置不同,对3种方案进行分析比较.结果表明,在过滤器后端壁面处会形成回流区,影响水流均匀分布;两膜组件之间间距较小的情况下,会降低膜表面的水流紊动强度,这有利于均匀布水和颗粒的沉积,从而提高过滤效率.