基于尾流特征的近距平行跑道配对碰撞风险研究
发布时间：2021-02-07 19:03
随着航空运输需求的不断增长,民航运输压力越来越大,在不增加现有设施设备投入的前提下,提高运行效率、增加设施利用率的新型运输方式被研究者提出。近距平行跑道配对进近运行方式能够有效提升机场容量,增加机场起降架次,但是由于运行过程中两航空器之间保持较小纵向间隔,程序相对复杂,更易受尾流因素影响,运行风险难以把控,仍然难以投入到实际运行中。因此有必要评估尾流对近距平行跑道风险性影响,为将来正式实施提供依据。为了充分了解尾流对近距平行跑道配对进近运行方式的影响,拟采用数值模拟中的大涡模拟方法仿真尾流近距离的基本特征,根据尾涡传播特性,通过数学回归方法得到尾涡传播轨迹及尾涡向后传播所形成的危险区,并通过算例验证尾流危险区范围;进一步通过数学统计方法从航空器ADS-B数据中得到航空器进近过程相关参数初始值,作为暂未实施近距平行跑道配对进近运行方式初始参数,同时根据统计数据得到两航空器纵向、垂直、侧向碰撞风险统计量分布情况;根据尾流传播特征及风险统计量概率分布建立相应的配对进近运动学模型及设计碰撞风险求解算法,求解配对进近过程碰撞风险,进而分析相关参数变化对碰撞风险的影响。通过研究得到尾流自产生后局部...
【文章来源】：中国民航大学天津市
【文章页数】：98 页
【学位级别】：硕士
【部分图文】：
总技术路线图
中国民航大学硕士学位论文9亚格子模型有不同的类型，其亚格子应力项分别对应不同的表现形式，目前应用比较广泛的是Smagorinsky模型。该研究中也采用了Smagorinsky模型。大涡模拟方法的实质为用非稳态的NS方程来直接模拟仿真大尺度尾涡运动，而通过建立相关模型来模拟小尺度尾涡运动情况，即大尺度尾涡直接求解，小尺度尾涡用模型模拟，小尺度尾涡对大尺度尾涡的影响通过近似的模型加以考虑。大涡模拟虽然对计算机内存和CPU的运行速度要求仍然较高，但是该方法远低于采用直接模拟方法对计算机资源的要求，从而在工作站上就可以实现模拟仿真[42]。2.2.2实验的设计过程（1）前处理过程：物理模型简化与几何建模、计算域生成、网格划分；首先通过ANSYS软件的DesignModeler模块构建A320机翼三维模型作为尾流场研究对象；然后建立正六面体计算域（150m×90m×60m），作为实验研究对象的流场环境，图2-1为计算域俯视图；然后进入ANSYS软件的ICEM模块对三维机翼进行切割和剖分，且仅将机翼部分分成若干块，将切割边界与机翼边界进行点关联和线关联；接下来将三维机翼以及计算域划分成六面体结构化网格，并对网格质量进行优劣检查，对划分结果进行反复调试，使得最终网格偏斜度（反映网格的最长轴与网格最短轴之比）小于0.1的网格数小于5个，获得高质量的网格，从而保障各个网格处的计算精度，本次实验划分有8890040个网格，量级达百万，计算精度较高，图2-2为计算域网格偏斜度检查结果。图2-1计算域俯视图
中国民航大学硕士学位论文10图2-2网格偏斜度（2）求解过程：计算初始条件和边界条件的给定、离散化方程的确定、计算收敛性的评估；计算域边界条件的设置：计算域为正六面体构型，计算域每个面初始条件的设置十分关键，将直接影响到实验结果的准确性。具体设置情况：入口(INLET)、出口(OUTLET)、顶(TOP)、左侧面(SYMM)设为压力远场；底(BOTTOM)及飞机机翼表面设为无滑移壁面；右侧面(SIDE)在进行无侧风数值仿真时设为压力远场，当进行侧风数值仿真时，根据不同侧风大小，将右侧面设置成具有对应速度和压力的速度入口，仿真垂直于计算域并吹向计算域内部的正侧风。数值仿真环境参数的设置：仿真参数是基于国际标准大气条件下的相关参数，具体见表2-1。表2-1初始环境参数温度/K总压/Pa来流速度/(m·s-1)密度/(kg·m-3)马赫数雷诺数288.15104103.3681.2250.2610~710其中，总压=动压+静压，静压为101325Pa，动压为212v，其中，v表示航空器进近阶段速度，取68m/s；马赫数vvMaaKRT（K=1.4，R=287.06），a表示音速；雷诺数vlRe（为无穷远处来流的密度；v为无穷远处来流的速度；l为飞机的特征长度，此仿真实验中，其代表弦长；为气体的黏性系数，通常取1.789105Ns/㎡）。完成计算域边界条件及实验环境参数设置后，设置实验迭代次数为1000次，开始仿真与计算，经过长时间计算，依据仿真实验收敛条件，判断升力系数及阻力系数是否
【参考文献】：
期刊论文
[1]翼尖尾流试验、建模与仿真方法综述[J]. 何昕,王旭,张伟伟,蒋豪. 飞行力学. 2019(05)
[2]近距平行跑道隔离运行的尾流安全性评估[J]. 康南,袁婕,胡杨,魏志强. 安全与环境学报. 2019(02)
[3]基于飞行安全阈值的动态尾流间隔计算方法[J]. 魏志强,牟明江. 安全与环境学报. 2019(02)
[4]近距平行跑道配对进近程序及其碰撞风险研究[J]. 谷润平,吴俊,卢飞. 河南科技大学学报(自然科学版). 2019(01)
[5]近距平行跑道目视进近条件下的碰撞风险分析[J]. 朱代武,陈九昊,李晨鹿. 民航学报. 2018(01)
[6]侧风影响下的飞机尾流强度消散与涡核运动[J]. 魏志强,李志远,刘薇. 空军工程大学学报(自然科学版). 2017(06)
[7]飞机发动机尾流流场数值模拟与红外特性计算[J]. 吴沿庆,廖守亿,张作宇,花超. 激光与红外. 2017(11)
[8]飞机尾涡参数的数值模拟与定量计算方法研究[J]. 魏志强,刁华智,李志远,刘薇,温瑞英. 科技通报. 2017(10)
[9]近距平行跑道配对进近纵向碰撞风险安全评估[J]. 王健,张兆宁,卢飞. 航空工程进展. 2017(03)
[10]近距平行跑道配对进近方式的安全区域[J]. 何昕,蒋豪,韩丹. 航空工程进展. 2017(03)
硕士论文
[1]飞行器表面温度场及其相似性研究[D]. 吴琳琳.哈尔滨工业大学 2018
本文编号：3022683
【文章来源】：中国民航大学天津市
【文章页数】：98 页
【学位级别】：硕士
【部分图文】：
总技术路线图
中国民航大学硕士学位论文9亚格子模型有不同的类型，其亚格子应力项分别对应不同的表现形式，目前应用比较广泛的是Smagorinsky模型。该研究中也采用了Smagorinsky模型。大涡模拟方法的实质为用非稳态的NS方程来直接模拟仿真大尺度尾涡运动，而通过建立相关模型来模拟小尺度尾涡运动情况，即大尺度尾涡直接求解，小尺度尾涡用模型模拟，小尺度尾涡对大尺度尾涡的影响通过近似的模型加以考虑。大涡模拟虽然对计算机内存和CPU的运行速度要求仍然较高，但是该方法远低于采用直接模拟方法对计算机资源的要求，从而在工作站上就可以实现模拟仿真[42]。2.2.2实验的设计过程（1）前处理过程：物理模型简化与几何建模、计算域生成、网格划分；首先通过ANSYS软件的DesignModeler模块构建A320机翼三维模型作为尾流场研究对象；然后建立正六面体计算域（150m×90m×60m），作为实验研究对象的流场环境，图2-1为计算域俯视图；然后进入ANSYS软件的ICEM模块对三维机翼进行切割和剖分，且仅将机翼部分分成若干块，将切割边界与机翼边界进行点关联和线关联；接下来将三维机翼以及计算域划分成六面体结构化网格，并对网格质量进行优劣检查，对划分结果进行反复调试，使得最终网格偏斜度（反映网格的最长轴与网格最短轴之比）小于0.1的网格数小于5个，获得高质量的网格，从而保障各个网格处的计算精度，本次实验划分有8890040个网格，量级达百万，计算精度较高，图2-2为计算域网格偏斜度检查结果。图2-1计算域俯视图
中国民航大学硕士学位论文10图2-2网格偏斜度（2）求解过程：计算初始条件和边界条件的给定、离散化方程的确定、计算收敛性的评估；计算域边界条件的设置：计算域为正六面体构型，计算域每个面初始条件的设置十分关键，将直接影响到实验结果的准确性。具体设置情况：入口(INLET)、出口(OUTLET)、顶(TOP)、左侧面(SYMM)设为压力远场；底(BOTTOM)及飞机机翼表面设为无滑移壁面；右侧面(SIDE)在进行无侧风数值仿真时设为压力远场，当进行侧风数值仿真时，根据不同侧风大小，将右侧面设置成具有对应速度和压力的速度入口，仿真垂直于计算域并吹向计算域内部的正侧风。数值仿真环境参数的设置：仿真参数是基于国际标准大气条件下的相关参数，具体见表2-1。表2-1初始环境参数温度/K总压/Pa来流速度/(m·s-1)密度/(kg·m-3)马赫数雷诺数288.15104103.3681.2250.2610~710其中，总压=动压+静压，静压为101325Pa，动压为212v，其中，v表示航空器进近阶段速度，取68m/s；马赫数vvMaaKRT（K=1.4，R=287.06），a表示音速；雷诺数vlRe（为无穷远处来流的密度；v为无穷远处来流的速度；l为飞机的特征长度，此仿真实验中，其代表弦长；为气体的黏性系数，通常取1.789105Ns/㎡）。完成计算域边界条件及实验环境参数设置后，设置实验迭代次数为1000次，开始仿真与计算，经过长时间计算，依据仿真实验收敛条件，判断升力系数及阻力系数是否
【参考文献】：
期刊论文
[1]翼尖尾流试验、建模与仿真方法综述[J]. 何昕,王旭,张伟伟,蒋豪. 飞行力学. 2019(05)
[2]近距平行跑道隔离运行的尾流安全性评估[J]. 康南,袁婕,胡杨,魏志强. 安全与环境学报. 2019(02)
[3]基于飞行安全阈值的动态尾流间隔计算方法[J]. 魏志强,牟明江. 安全与环境学报. 2019(02)
[4]近距平行跑道配对进近程序及其碰撞风险研究[J]. 谷润平,吴俊,卢飞. 河南科技大学学报(自然科学版). 2019(01)
[5]近距平行跑道目视进近条件下的碰撞风险分析[J]. 朱代武,陈九昊,李晨鹿. 民航学报. 2018(01)
[6]侧风影响下的飞机尾流强度消散与涡核运动[J]. 魏志强,李志远,刘薇. 空军工程大学学报(自然科学版). 2017(06)
[7]飞机发动机尾流流场数值模拟与红外特性计算[J]. 吴沿庆,廖守亿,张作宇,花超. 激光与红外. 2017(11)
[8]飞机尾涡参数的数值模拟与定量计算方法研究[J]. 魏志强,刁华智,李志远,刘薇,温瑞英. 科技通报. 2017(10)
[9]近距平行跑道配对进近纵向碰撞风险安全评估[J]. 王健,张兆宁,卢飞. 航空工程进展. 2017(03)
[10]近距平行跑道配对进近方式的安全区域[J]. 何昕,蒋豪,韩丹. 航空工程进展. 2017(03)
硕士论文
[1]飞行器表面温度场及其相似性研究[D]. 吴琳琳.哈尔滨工业大学 2018
本文编号：3022683
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