多機(jī)型組合下的尾流遭遇仿真研究

潘衛(wèi)軍, 張鈺沁, 姜沿強(qiáng), 王靖開(kāi), 羅昊天

(中國(guó)民航飛行學(xué)院空中交通管理學(xué)院, 廣漢 618307)

飛機(jī)在飛行過(guò)程中會(huì)形成擾亂原本空氣流場(chǎng)的一對(duì)反向渦旋。隨著前機(jī)尾渦的不斷演化與下沉,機(jī)翼后緣會(huì)產(chǎn)生較大的誘導(dǎo)力,后機(jī)若在此刻進(jìn)入前機(jī)的尾渦流場(chǎng),機(jī)翼會(huì)被不斷施加誘導(dǎo)力,導(dǎo)致升力急劇變化,從而使機(jī)體發(fā)生過(guò)度的滾轉(zhuǎn)、俯仰,甚至失控。

國(guó)外率先對(duì)尾流遭遇風(fēng)險(xiǎn)進(jìn)行研究,Speijker等[1]提出使用誘導(dǎo)滾轉(zhuǎn)角速度的大小來(lái)計(jì)算后機(jī)遭遇尾渦的影響。Campos等[2]將最大滾轉(zhuǎn)角速度作為評(píng)價(jià)尾渦遭遇嚴(yán)重程度的指標(biāo),提出了一種關(guān)于前機(jī)尾流對(duì)后機(jī)滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定性影響的理論。Visscher等[3]提出了一種用于地面附近尾渦行為預(yù)測(cè)的快速時(shí)間模型,使用滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)對(duì)尾流遭遇的安全性進(jìn)行評(píng)估。Compos等[4]使用滾轉(zhuǎn)力矩計(jì)算模型計(jì)算后機(jī)所受影響,并使用最大滾轉(zhuǎn)角速度來(lái)評(píng)價(jià)尾流遭遇的嚴(yán)重程度。Holz?pfel等[5]使用兩種不同的大渦模擬(large eddy simulation, LES)代碼對(duì)各種湍流和穩(wěn)定分層大氣環(huán)境中的飛機(jī)尾渦演化進(jìn)行了大渦模擬。中國(guó)對(duì)于尾流遭遇的研究有:谷潤(rùn)平等[6]提出了一種新型的尾流遭遇危險(xiǎn)區(qū)的評(píng)估模型,同樣使用滾轉(zhuǎn)角速度來(lái)評(píng)價(jià)尾渦遭遇風(fēng)險(xiǎn)。潘衛(wèi)軍等[7-8]通過(guò)在最后進(jìn)近航跡與側(cè)風(fēng)影響下后機(jī)對(duì)尾流的承受能力,建立了配對(duì)進(jìn)近條件下尾渦間隔優(yōu)化模型。張鈞鐸等[9]使用數(shù)值模擬的方法,采用自適應(yīng)網(wǎng)格大渦模擬技術(shù)數(shù)值研究ARJ21客機(jī)尾渦在側(cè)風(fēng)條件下的近地演化過(guò)程,并分析在不同側(cè)風(fēng)條件下尾渦的演化與衰減特性。林孟達(dá)等[10]采用自適應(yīng)網(wǎng)格技術(shù),大幅減少了所需網(wǎng)格量,提高了飛機(jī)尾渦演變模擬中的計(jì)算效率。潘衛(wèi)軍等[11]通過(guò)模擬全機(jī)尾渦場(chǎng)結(jié)構(gòu),對(duì)側(cè)風(fēng)影響下的飛機(jī)尾渦四渦系結(jié)構(gòu)進(jìn)行了進(jìn)一步的探究。潘衛(wèi)軍等[12]通過(guò)A330-300機(jī)翼后緣網(wǎng)格加密的方法,提高了網(wǎng)格質(zhì)量,采用大渦模擬研究總結(jié)出了進(jìn)近階段不同側(cè)風(fēng)條件對(duì)尾渦耗散的影響規(guī)律。潘衛(wèi)軍等[13]對(duì)ARJ21飛機(jī)近地階段的安全性進(jìn)行研究;潘衛(wèi)軍等[14]應(yīng)用ANSYS FLUENT UDF(user defined function)編譯環(huán)境側(cè)風(fēng)不同的七種情況進(jìn)行尾渦耗散機(jī)理的數(shù)值模擬。

目前尾渦的演化多以尾渦耗散模型進(jìn)行計(jì)算,將尾渦的耗散階段分為擴(kuò)散階段和快速衰減階段,使用分段函數(shù)進(jìn)行表示。相比于這種傳統(tǒng)的尾渦耗散模型,現(xiàn)通過(guò)使用計(jì)算流體力學(xué)的方法進(jìn)行尾渦數(shù)值模擬,從而得到全流場(chǎng)內(nèi)的時(shí)空尾流信息。并將其與后機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)響應(yīng)模型相結(jié)合,進(jìn)行全面的尾渦演化機(jī)制與進(jìn)行多機(jī)型下的尾流遭遇風(fēng)險(xiǎn)研究。

1 尾渦演化仿真

1.1 控制方程

尾流數(shù)值模擬采用雷諾平均法RANS(Reynolds average Navier-Stockes),雷諾平均數(shù)值模擬將雷諾平均方程作為控制方程,進(jìn)行數(shù)值模擬。其連續(xù)性方程與動(dòng)量方程分別為

(1)

(2)

式中:ρ為流體密度;t為時(shí)間;ui表示計(jì)算域中xi方向的速度;uj表示計(jì)算域中xj方向的速度;p為流體壓力;μ為流體黏性系數(shù);δij為應(yīng)力張量分量;τij為亞格子Reynolds應(yīng)力。

湍流模型選取SSTk-ω模型,能夠準(zhǔn)確及時(shí)預(yù)測(cè)分離的特性,適用于旋轉(zhuǎn)流動(dòng)的情況。湍流動(dòng)能k和比耗散率ω可從以下SSTk-ω方程中獲得,即

Gk-Yk+Sk+Gb

(3)

Gω-Yω+Sω+Gωb

(4)

式中:Gk表示湍流動(dòng)能;Gω代表ω的產(chǎn)生;Γk和Γω分別代表k和ω的有效擴(kuò)散率;Yk和Yω代表k和ω由于湍流的耗散;Sk與Sω為用戶(hù)自定義項(xiàng),分別為湍動(dòng)能項(xiàng)與湍流耗散原項(xiàng);Gb和Gωb為浮力項(xiàng)的解釋。

1.2 前機(jī)尾渦速度模型

采用Hallock-Burnhan模型描述前機(jī)產(chǎn)生的尾流的切向速度[15],其公式為

(5)

式(5):r為空間任意一質(zhì)點(diǎn)到單渦渦心的半徑;r0為初始渦核半徑;V(r)為尾渦在該點(diǎn)處的切向速度;Γ0為尾渦初始環(huán)量。

尾渦初始環(huán)量Γ0的計(jì)算公式為

(6)

(7)

式中:m為飛機(jī)質(zhì)量;g為重力加速度;ρ為空氣密度;b為飛機(jī)翼展;v為前機(jī)飛行速度;b0為初始渦核間距。

1.3 網(wǎng)格初始化

使用ICEM CFD(the integrated computer engineering and manufacturing code for computational fluid dynamics)構(gòu)建尺寸大小為(-150～150)m×(+50～-350)m的結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格,網(wǎng)格的(0,0)點(diǎn)為飛機(jī)重心的坐標(biāo)點(diǎn),向上為正方向,向下為負(fù)方向。

1.4 參數(shù)設(shè)置

將尾渦流場(chǎng)設(shè)置為不可壓理想氣體,一般大氣湍流強(qiáng)度,計(jì)算方法選擇瞬態(tài),求解方法選取穩(wěn)定性較好的couple算法。使用用戶(hù)自定義函數(shù)編譯前機(jī)尾渦場(chǎng)模型參數(shù),設(shè)置機(jī)型數(shù)據(jù)參數(shù)進(jìn)行計(jì)算。選取中國(guó)民航使用率較高的飛機(jī)B777和A330作為前機(jī)尾渦數(shù)值模擬的對(duì)象,其ICAO RECAT分類(lèi)皆屬于B類(lèi)機(jī),以便更好地進(jìn)行同機(jī)型之間的比較[16]。相關(guān)參數(shù)如表1所示。

表1 前機(jī)機(jī)型參數(shù)表Table 1 Parameter table of previous airccrafts

將前機(jī)機(jī)型參數(shù)、環(huán)境參數(shù)等導(dǎo)入Fluent,模擬出各機(jī)型以時(shí)間為計(jì)量單位的尾渦演化及消散過(guò)程,圖1所示為A330-200尾渦演化至30 s時(shí)的切向速度場(chǎng)V(r)分布圖。

2 后機(jī)遭遇響應(yīng)

后機(jī)遭遇前機(jī)尾流時(shí),會(huì)受到不同程度的上洗或下洗的作用力使其機(jī)翼受力發(fā)生變化,相應(yīng)地,飛機(jī)的高度、俯仰、滾轉(zhuǎn)等姿態(tài)也會(huì)改變。后機(jī)縱向跟隨前機(jī)飛行時(shí),主要分為縱向進(jìn)入前機(jī)單渦區(qū)域與縱向進(jìn)入前機(jī)雙渦區(qū)域兩種方式。如圖2 A所示,進(jìn)入前機(jī)單渦時(shí),左右機(jī)翼受到的上下洗氣流方向相反,這將使得后機(jī)主要發(fā)生滾轉(zhuǎn)變化。如圖2 B所示,進(jìn)入前機(jī)雙渦時(shí),后機(jī)主要受到下洗氣流,這將引起后機(jī)明顯的掉高度與俯仰變化。下文將主要對(duì)后機(jī)跟隨前機(jī)飛行時(shí)的遭遇尾流受力模型,進(jìn)行具體的受力變化、滾轉(zhuǎn)變化以及危險(xiǎn)區(qū)分析。而當(dāng)后機(jī)橫穿前機(jī)尾渦時(shí),主要發(fā)生較大幅度的俯仰變化,引發(fā)機(jī)體大幅度顛簸,甚至使機(jī)體失控。

圖2 后機(jī)跟隨前機(jī)飛行時(shí)的尾流遭遇情況Fig.2 Wake encounter when the rear aircraft follows the leading aircraft

2.1 飛機(jī)的升力變化量

飛機(jī)的升力變化量計(jì)算公式為

(8)

(9)

(10)

2.2 機(jī)翼誘導(dǎo)滾轉(zhuǎn)力矩

后機(jī)機(jī)翼誘導(dǎo)滾轉(zhuǎn)力矩的計(jì)算方式基于傳統(tǒng)力矩計(jì)算方法,采用力與距離的乘積來(lái)表示單一受力的力矩,其計(jì)算公式為

Z=DF

(11)

式中:Z表示滾轉(zhuǎn)力矩;D表示力臂;F表示尾渦的誘導(dǎo)滾轉(zhuǎn)力;Δβ表示迎角變化量。

采用條帶法對(duì)后機(jī)機(jī)翼所受到的滾轉(zhuǎn)力矩進(jìn)近計(jì)算,條帶狀法是一個(gè)一個(gè)分布式的空氣動(dòng)力學(xué)模型,適用于尾流遭遇的不均勻速度場(chǎng)氣動(dòng)計(jì)算。同時(shí)它實(shí)現(xiàn)了最大迎角的特殊限制,以防止局部迎角超過(guò)最大的迎角限制,其計(jì)算公式為

(12)

(13)

(14)

式中:dΓ(y)表示局部滾轉(zhuǎn)力;ΔZ表示局部滾轉(zhuǎn)力矩;Δβ表示迎角變化量。

通過(guò)積分可得尾渦對(duì)飛機(jī)產(chǎn)生的誘導(dǎo)力矩:

(15)

2.3 滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)

基于其對(duì)于飛機(jī)遭遇的良好判別性和無(wú)量綱性,滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)可用于劃分后機(jī)遭遇危險(xiǎn)區(qū)的安全指標(biāo),其計(jì)算公式為

(16)

式(16)中:RMC為滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù);V為后機(jī)的飛行速度;S為后機(jī)機(jī)翼面積;B為后機(jī)翼展。

2.4 后機(jī)機(jī)型組合

為了研究的實(shí)用性考量,將選取中國(guó)數(shù)量較多、投入使用時(shí)間較長(zhǎng)的機(jī)型B737、A320以及國(guó)內(nèi)自主設(shè)計(jì)制造的支線(xiàn)客機(jī)ARJ21作為響應(yīng)后機(jī)。由于機(jī)型布局與參數(shù)的不同,各機(jī)型所能承受的最大滾轉(zhuǎn)力矩也不同。表2所示為各類(lèi)機(jī)型具體的參數(shù)。

表2 后機(jī)機(jī)型參數(shù)表Table 2 Parameter table of following aircrafts

3 結(jié)果分析

將數(shù)值模擬實(shí)驗(yàn)的結(jié)果與后機(jī)響應(yīng)相結(jié)合,計(jì)算機(jī)型遭遇尾流時(shí)的可接受安全水平。下面均以雙渦渦核中心位置為坐標(biāo)原點(diǎn)對(duì)尾渦演化及危險(xiǎn)區(qū)進(jìn)行分析。

3.1 尾渦耗散

使用環(huán)量Γ表示尾渦的強(qiáng)度,反映尾渦消散速率。提取以渦心為圓心,半徑為5～15 m區(qū)域的11個(gè)圓面環(huán)量面積分的平均值進(jìn)行環(huán)量計(jì)算,再使用初始環(huán)量進(jìn)行量綱統(tǒng)一的方法表示環(huán)量變化,依次提取0～100 s的渦心下沉位置的變化圖與環(huán)量數(shù)據(jù)來(lái)反應(yīng)尾渦的耗散,Γ′5～15表示半徑為5～15m區(qū)域的11個(gè)圓面環(huán)量面積分的平均值,如圖3所示。

采用數(shù)值模擬的方式更有利于分析尾渦耗散過(guò)程中強(qiáng)度的變化。從圖3可以看出,通過(guò)數(shù)值模擬得出的尾渦的消散速率符合尾渦耗散的兩個(gè)階段,即0～20 s為尾渦的初始耗散階段,尾渦依靠自身衰減,耗散速度較慢,而20 s后為尾渦的快速耗散階段,耗散速度明顯加快。雖然屬于同類(lèi)機(jī)型,但B777的初始環(huán)量明顯大于A(yíng)330。

圖4為A330與B777兩種機(jī)型所產(chǎn)生的尾渦渦心下沉速率示意圖,可以看出B777的尾渦下沉速率明顯高于A(yíng)330。雖然A330與B777均為B類(lèi)機(jī)型,但其尾渦渦心下沉的速率有明顯的差異,故對(duì)于同類(lèi)機(jī)型同樣需要分別研究其尾流演化。

圖3 環(huán)量變化圖Fig.3 Circulation change chart

圖4 渦心下沉速率示意圖Fig.4 Schematic diagram of vortex sinking rate

3.2 升力變化量

根據(jù)現(xiàn)行的國(guó)際民航組織的尾流間隔標(biāo)準(zhǔn)所規(guī)定的跟隨各類(lèi)機(jī)型的升力變化量最大值,可以確立不同機(jī)型組合下的模擬安全距離。故分別提取不同機(jī)型組合下尾渦演化至0、30、60、90 s時(shí)所對(duì)應(yīng)的渦核附近處的升力變化量,結(jié)果如圖5所示。圖5是以A330為前機(jī),不同后機(jī)在渦核水平線(xiàn)上的升力變化圖,兩渦渦心初始生成點(diǎn)的橫坐標(biāo)為±25.45 m,而升力變化量所處位置在最大值所在位置在±40 m左右。由于沒(méi)有添加側(cè)風(fēng)的影響,升力變化量曲線(xiàn)的趨勢(shì)呈現(xiàn)明顯的對(duì)稱(chēng)性。以右渦為例,在渦核外側(cè),升力不斷增大,變化量先增大至最大值,后逐漸減小并趨向于0。在雙渦內(nèi)側(cè),升力變化量急劇減小。

對(duì)比0、30、60、90 s的曲線(xiàn)可知,隨著尾渦的演化,升力變化量的最大值取值逐漸減小。特別地,0 s的升力變化量曲線(xiàn)的最小值在并非在兩渦中心處而是兩渦中心兩側(cè)取得,而30、60、90 s的曲線(xiàn)升力變化量在兩渦中心處取到極值,且隨著不斷演化變化量的大小逐漸減小。這種差異是由于尾渦演化初期,渦核半徑較小,左右渦影響程度有限導(dǎo)致兩渦中心處的下洗氣流弱于其兩側(cè)。而隨著尾渦的演化,渦量逐漸擴(kuò)散,兩渦中心的下洗氣流會(huì)逐漸強(qiáng)于其兩側(cè)。

圖5 不同后機(jī)跟隨A330的升力變化圖Fig.5 Lift change diagram of different following aircraft with A330

對(duì)于相同前機(jī),不同后機(jī)所受的升力變化量大小不同,對(duì)于D類(lèi)機(jī)型,如A320,B737等,其最大升力變化量在1.5×105～2×105,而F類(lèi)機(jī)型,如ARJ21,其最大升力變化量在1×105～1.5×105,同樣的,處于兩渦之間的區(qū)域,選取的D類(lèi)機(jī)型的升力變化量的大小也大于E類(lèi)機(jī)型。

圖5(a)與圖5(d)展示了對(duì)于不同前機(jī),同類(lèi)后機(jī)的機(jī)型組合的升力變化量曲線(xiàn)。B777-A320組合的后機(jī)升力變化量最大值大于A(yíng)330-A320的機(jī)型組合。由圖3可知,B777的初始環(huán)量大于A(yíng)330,且隨著尾渦的演化,B777的環(huán)量始終大于A(yíng)330。由此可知,前機(jī)尾渦強(qiáng)度的越大,后機(jī)所受的升力變化量的最大值也會(huì)越大。

3.3 危險(xiǎn)區(qū)劃分

滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)通常用來(lái)衡量飛機(jī)尾渦遭遇的危險(xiǎn)程度,根據(jù)Lang等[17]的實(shí)驗(yàn)結(jié)論,0.05～0.07為僅使用副翼控制飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)的最大值,若超過(guò)此安全閾值,飛機(jī)將失控。根據(jù)尾渦附近速度場(chǎng)分布情況,可計(jì)算得出該區(qū)域內(nèi)的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)分布。圖6所示機(jī)型A330-B737組合下尾渦耗散初期流場(chǎng)的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)分布圖。滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)為正表示后機(jī)滾轉(zhuǎn)方向?yàn)轫槙r(shí)針?lè)较?滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)取值為負(fù)表示后機(jī)滾轉(zhuǎn)方向?yàn)槟鏁r(shí)針?lè)较颉?/p>

將圖6滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)進(jìn)行絕對(duì)值處理,根據(jù)B737的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)最大取值范圍,選擇絕對(duì)值為0.047的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)的線(xiàn)性范圍作為機(jī)型B737危險(xiǎn)區(qū)的邊界,得到如圖7所示的A330-B737危險(xiǎn)區(qū)示意圖。其中外部深藍(lán)色及以?xún)?nèi)為滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)大于0.047的空間,表示當(dāng)該飛機(jī)在其內(nèi)運(yùn)行時(shí),滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)將超過(guò)0.047,飛機(jī)的姿態(tài)會(huì)受到一定的影響難以改出,此時(shí)后機(jī)會(huì)處于不安全的運(yùn)行狀態(tài)。內(nèi)部黃色區(qū)域表示滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)大于0.07的空間區(qū)域,表示當(dāng)該飛機(jī)在其內(nèi)運(yùn)行時(shí),滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)將超過(guò)閾值,后機(jī)一旦進(jìn)入該區(qū)域,將會(huì)面臨失控的巨大危險(xiǎn),基本無(wú)法改出。隨著尾流的下沉運(yùn)動(dòng),危險(xiǎn)區(qū)的范圍在空間上也會(huì)呈現(xiàn)出下沉的趨勢(shì)。

圖6 A330-B737滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)分布圖Fig.6 Distribution of A330-B737 rolling-moment coefficient

圖7 A330-B737危險(xiǎn)區(qū)模擬圖Fig.7 A330-B737 hazard zone simulation diagram

由于不同的機(jī)型具有不同的參數(shù),滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)的限制也會(huì)不同;不同前后機(jī)組合下的危險(xiǎn)區(qū)域也會(huì)有所差異。圖8為機(jī)型組合A330-ARJ21的尾渦危險(xiǎn)區(qū)三維可視切片圖,提取間隔為10 s,直至危險(xiǎn)區(qū)消失。其中,以初始雙渦為起點(diǎn),渦中心點(diǎn)為坐標(biāo)原點(diǎn),H表示渦的下沉高度,x表示雙渦距離中心的距離,t表示尾渦演化至該位置所需的時(shí)間,可以看出在尾渦演化初期,尾渦強(qiáng)度高,尾流危險(xiǎn)區(qū)呈現(xiàn)出兩個(gè)主危險(xiǎn)區(qū)與四個(gè)副危險(xiǎn)區(qū),四個(gè)副危險(xiǎn)區(qū)分別位于兩個(gè)主危險(xiǎn)區(qū)兩側(cè)。兩渦危險(xiǎn)區(qū)之間的區(qū)域雖然滿(mǎn)足滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)閾值的限制,但其區(qū)域空間較小且不可容納航空器在其間飛行,所以仍需將其視作危險(xiǎn)區(qū)進(jìn)行劃分。根據(jù)模擬仿真將得到多種機(jī)型組合的危險(xiǎn)區(qū)進(jìn)行比較。

圖8 A330-ARJ21尾渦危險(xiǎn)區(qū)三維可視圖Fig.8 A330-ARJ21 tail vortex hazard zone three-dimensional diagram

根據(jù)不同機(jī)型組合危險(xiǎn)區(qū)的持續(xù)時(shí)間,可計(jì)算出不同機(jī)型前后機(jī)尾流縱向安全間隔,結(jié)果如表3所示。

通過(guò)計(jì)算結(jié)果得出,通過(guò)數(shù)值模擬尾渦危險(xiǎn)區(qū)的縱向距離符合RECAT-CN和RECAT-EU的尾流安全間隔標(biāo)準(zhǔn)。選擇B型機(jī)為前機(jī),后機(jī)選擇D型機(jī)時(shí),其尾流安全間隔與RECAT-CN相近。后機(jī)ARJ21時(shí),模擬仿真的尾流遭遇危險(xiǎn)區(qū)安全間隔遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于RECAT-CN的標(biāo)準(zhǔn),這與其可承受的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)較大、下單翼結(jié)構(gòu)以及氣動(dòng)分布特性有關(guān)。

比較圖9、圖10所示A330與B777危險(xiǎn)區(qū)俯視圖,可以觀(guān)察到尾渦耗散至0～20 s內(nèi),危險(xiǎn)區(qū)范圍較大,同時(shí)包含危險(xiǎn)主區(qū)與副區(qū),危險(xiǎn)區(qū)的寬度為60～100 m,隨著尾渦強(qiáng)度的逐漸減小,危險(xiǎn)副區(qū)逐漸消失。此后危險(xiǎn)區(qū)的寬度保持為60 m左右,小幅度減小。

表3 尾流縱向安全間隔表Table 3 Wake longitudinal safety seperation table

圖9 A330危險(xiǎn)區(qū)分布圖Fig.9 A330 hazard zone distribution

圖10 B777危險(xiǎn)區(qū)分布圖Fig.10 B777 Hazard zone distribution

對(duì)于同類(lèi)型后機(jī),比較B777-ARJ21與A330-ARJ21的前后機(jī)組合,在0～20 s內(nèi),兩種機(jī)型組合的危險(xiǎn)區(qū)寬度減小速率不同,前者在尾渦演化20 s左右時(shí)危險(xiǎn)副區(qū)消失,而后者危險(xiǎn)副區(qū)在10 s左右消失。其后寬度減少至60 m左右,但A330-ARJ21的機(jī)型組合的危險(xiǎn)區(qū)寬度始終大于B777-ARJ21。最終的危險(xiǎn)區(qū)消失時(shí)間A330-ARJ21也略早于B777-ARJ21。

對(duì)于不同后機(jī)而言,ARJ21的危險(xiǎn)區(qū)在80 s左右消失,明顯早于A(yíng)320與B737。A320與B737的危險(xiǎn)區(qū)在100 s左右消失,但由于這兩種后機(jī)氣動(dòng)特性的差距不大,所對(duì)應(yīng)的危險(xiǎn)區(qū)結(jié)束時(shí)間也幾乎一致。

4 結(jié)論

將尾渦演化數(shù)值模擬與尾流遭遇空氣動(dòng)力學(xué)響應(yīng)分析相結(jié)合,研究了多機(jī)型組合下的尾流遭遇變化,并且進(jìn)行了危險(xiǎn)區(qū)的三維可視化。得到了如下結(jié)論。

(1)危險(xiǎn)區(qū)的變化與尾渦演化緊密相連。隨著尾渦不斷耗散,尾渦強(qiáng)度越來(lái)越小,后機(jī)尾流遭遇的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)逐漸減小;渦心高度不斷下降,危險(xiǎn)區(qū)的高度也呈現(xiàn)出相同的下降速度;由于尾渦渦量的擴(kuò)散以及渦核半徑的增大,演化后期危險(xiǎn)區(qū)的寬度變化幅度并不大。

(2)對(duì)于不同前機(jī)同后機(jī)的機(jī)型組合,危險(xiǎn)區(qū)的強(qiáng)度與持續(xù)時(shí)間主要取決于前機(jī)初始環(huán)量的大小,但受危險(xiǎn)副區(qū)的影響,危險(xiǎn)區(qū)的寬度變化存在一定的差異。對(duì)于同前機(jī)不同后機(jī)的機(jī)型組合,危險(xiǎn)區(qū)的差異主要表現(xiàn)在縱向范圍的不同,進(jìn)而影響了其前后機(jī)尾流間隔。

(3)利用數(shù)值模擬可以得到全流場(chǎng)內(nèi)的時(shí)空信息的優(yōu)點(diǎn),進(jìn)行尾流遭遇分析,得到直觀(guān)的危險(xiǎn)區(qū)可視圖?？梢詾榇髿鈪?shù)對(duì)尾流遭遇影響的研究提供參考價(jià)值,為更精確的尾流間隔研究提供一定依據(jù)。