ARJ21飞机遭遇不同前机尾流的响应和安全性研究

为研究在实际飞行中国产ARJ21飞机遭遇前机尾流时受到的气动力、力矩及飞行安全问题，基于经典尾涡模型和空气动力学响应模型，对ARJ21飞机遭遇尾流的响应和安全性进行了分析。首先，通过尾涡耗散模型和速度模型，建立了不同前机尾涡速度场；然后，根据ARJ21飞机空气动力学响应模型进行求解，得到其升力和滚转力矩；最后，将计算结果与过载增量指标和滚转力矩系数指标进行比较，分析了国际民航组织(ICAO)规定的中型机尾流间隔下ARJ21飞机的飞行安全性。研究结果表明：当ARJ21飞机以ICAO规定的中型机尾流间隔遭遇尾流时，过载增量均小于0.15(即处于无颠簸状态),最大滚转力矩系数均小于0.048;当滚转力矩系数在0.048～0.070时，相比于ICAO规定的中型机尾流间隔，ARJ21飞机跟随中型机的尾流间隔可以缩减2.2～2.7 km,跟随重型机的尾流间隔可以缩减0.7～1.8 km,跟随超重型机的尾流间隔可以缩减2.4～3.4 km。     

空中交通中尾流间隔的研究

分析了雷达尾流间隔标准的分类，通过尾流的形成机理和对后机影响的分析，建立了后机的危险遭遇模型和前机的尾流消散模型，给出了在确定的时间间隔下确定尾流危险遭遇概率的方法。     

尾流间隔标准优化与管理控制研究综述

在交通流量持续增长的背景下,如何减少和利用间隔标准是增强运行容量和提高运行效率的有效手段。从两个角度阐述尾流间隔缩减的研究现状：尾流间隔的标准优化和尾流间隔的管理和控制。对于尾流间隔的标准优化,从基于距离间隔标准的优化和基于时间间隔标准的建立两个方面进行分析;对于尾流间隔的管理和控制,介绍了间隔管理系统、间隔发布支持平台和动态尾流间隔系统3种管理控制手段。最后总结了研究进展并提出了未来研究方向。     

相关进近模式的近距平行跑道尾流危险区域分析

相比于机场一起一降的运行模式,近距平行跑道的相关平行进近运行模式可以最大限度地提升跑道容量.根据尾流在大气中各个阶段的运动特性,得到了以时间为变量的尾流水平侧移距离数学模型.应用Matlab仿真软件得到了侧风及地面效应影响情况下的上海虹桥国际机场实行近距平行跑道相关平行进近的侧向尾流危险区域图,并分析得到了后机不受到前机尾流影响情况下两机需保持26.9 s的最大尾流时间间隔.利用尾流危险区域的特点,可缩短尾流时间间隔,从而大幅度提高机场容量.     

尾流间隔缩减技术综述

当今世界各主要机场的航班延误已经成为影响航空运输发展的瓶颈,在通过空中交通流量管理提高效率的同时,也有许多科研工作者对尾流间隔的缩减进行了大量的研究。一类技术是通过改进进近程序缩减近距平行跑道的尾流间隔;另一类技术是建立尾流的预测模型,对尾涡的消散和输运进行预测,从而产生动态的尾流间隔咨询,获得更多的着陆或起飞时隙。采用上述技术的尾流间隔缩减系统可以减少延误,增大终端区容量。根据运行原理的不同将上述技术概括为:基于偏置进近程序的尾流间隔缩减技术和基于动态预测的尾流间隔缩减技术。对采用上述两类技术的系统作了详细分析,并比较和论述了优劣。     

风力机尾流数学模型及尾流对风力机性能的影响研究

为了合理布置风力机，尽量减小风力机尾流的影响，提高风电场效率，使风电场的经济性达到最佳，用风力机AV尾流数学模型计算了风力机尾流区速度分布和处于尾流区的风力机性能所受到的影响，计算结果和实验结果比较表明；AV尾流模型在一定程度上可以模拟风力机尾流区的速度分布，用来计算处于尾流区风力机性能是可行的。     

交叉跑道进离场航空器安全间隔研究

交叉跑道在我国尚属新的跑道构型,亟需建立相关标准和评估方法来提高其运行安全性与运行效率。针对交叉跑道进近航空器与离场航空器可能出现航迹交叉情况建立安全间隔,首先通过建立碰撞风险模型计算进近航空器至跑道端的距离;然后建立交叉跑道进近复飞与离场航空器之间的尾流间隔模型,并求出离场航空器产生的尾流是否影响复飞航空器,从而确定...     

飞机尾涡流场参数的仿真计算方法研究综述

作为缩减尾流间隔、提高运行效率的研究基础,尾涡流场的仿真计算技术是国内外民航空管研究领域的一个研究热点。在飞机尾涡流场的数值模拟方面,介绍了雷诺平均、大涡模拟和分离涡模拟方法在流场数值模拟方面的研究现状及存在问题;在尾涡流场参数的快速仿真计算方面,综述了典型计算模型的特点及存在的主要问题,包括CROW不稳定性、Greene消散模型、APA消散模型、TDAWP消散模型、D2P消散模型和三阶段消散模型等,分析了上述模型的精度与应用情况。最后对国内外研究现状进行了总结分析,提出了该领域未来的研究方向。     

高超声速钝体尾流光电特性的计算

本文提出了一个高超声速非烧蚀钝体尾流全流场的简化模型和简化的空气化学模型。该模型用于化学非平衡尾流积分电子密度与NO_2化学发光辐射等参数的计算。对于NO_2化学发光辐射既求得了整个频谱范围内的总辐射,也求得了分谱辐射强度。计算结果与弹道靶测量数据进行了比较,它们之间的一致性良好。     

基于ConvLSTM的飞机尾流时空预测

飞机尾流预测在动态尾流间隔系统中十分重要。通过结合激光雷达技术,提出了一种基于卷积长短期记忆网络(ConvLSTM)的飞机尾流预测模型,以预测激光雷达(LIDAR)的下一个扫描面。实验团队前期在深圳宝安机场使用激光雷达探测对尾流数据进行采集并进行预处理。然后,构建了ConvLSTM神经网络模型以对尾涡径向速度场进行外推预测。通过采集的数据对所建立模型进行训练、验证、测试。实验结果表明：模型能够有效对尾流进行时空预测,测试的RMSE值为3.30,证明了ConvLSTM在预测飞机尾流耗散演化的潜在用途。     

机翼尾迹脱落涡噪声的理论研究

Ｍｉｃｈｅｌ等人１９９８年应用平面传声器阵列对飞机过顶噪声进行的测量研究首次发现，机翼尾迹脱落涡噪声是某些类型飞机重要的噪声源。为发展一种预测这种噪声源的理论预测模型，应用ｖｏｎ Ｋａｒｍａｎ涡街模型模拟二维机翼下游尾迹脱落涡，尾迹涡的强度和脱落频率应用这个模型进行计算。基于Ｈｏｗｅ后缘噪声理论，并结合尾迹模型，本文发展了一种预测脱落涡噪声声压级和指向特征的气动声学模型。对６架现代商用飞机的机翼尾迹脱落涡噪声的计算表明，本文理论模型预测的涡脱落频率、声压级以及噪声的指向性等与实验测量结果有较好的一致性。     

反弹自消散系统尾涡控制机制研究

为了研究加快尾涡消散的机理,以获得更合理的尾流间隔,进行了壁面反弹实验的数值模拟计算。实验采取在模拟机翼后缘安置反弹面的方法,诱发反弹二次涡与主涡相交出现不稳定性,以加快尾流衰减。数值计算运用N-S方程,对雷诺应力项采用Realizableκ-ε涡粘模型进行计算,分析经二次涡干涉后尾涡轴向涡量衰减、涡核下沉运动等参数的变化,以探究反弹二次涡对飞机主涡消散的演变影响。实验结果表明,反弹涡对主涡衰减有明显的促进作用。该实验为人工干预缩减机场尾流间隔的研究奠定了理论基础。     

翼尖涡流场特性及其控制

大型运输飞机的尾涡系是诱发后继小型飞机空难的重要原因,需要有效的涡控制装置来削弱其强度.通过风洞实验,研究了翼型为NACA23016的矩形半机翼模型翼尖尾涡流动结构和控制方法.应用七孔探针空间流场定量测试技术研究了翼尖涡的流动结构,给出了翼尖尾涡在下游两倍弦长距离内的速度和压力场分布随迎角变化的规律.在机翼翼梢布置不同组合方式的翼梢涡扩散器,来控制翼尖涡.研究结果表明,正负90°和60°安装角的双翼梢涡扩散器可将翼尖涡涡核的静压增加60%以上.其旋涡强度削弱机理为:翼梢涡扩散器将集中的翼尖涡破碎分成两个或多个强度更弱的旋涡.在流体粘性的作用下,旋涡能量耗散更快,可有效地削弱翼尖尾涡的强度.     

飞机尾流的快速建模方法

尾流的强度主要由飞机的飞机重量、飞行速度和机翼形状所决定和仿真尾流的保守被动模型可很好的描述尾流系统中水蒸汽、位温等保守被动量的运动演化规律,但这种参数仿真时间长、对计算机要求高,不能实时预测任一机型所产生的尾流的状态分布特性.为此提出了一种尾流的快速建模方法,很好的解决了以往尾流实时仿真时的缺点,为飞机飞行过程中实时预测前机尾流的影响区域提供理论依据,从而减少尾流事故的发生.      

新概念机翼尾流特性实验

大型飞机常采用开启襟翼以增大机翼升力系数,实现较大迎角的起飞和降落,而机翼在大迎角状态下,翼尖会产生能量集中且自由消散时间长的飞机尾涡,严重影响后续起降飞机的安全。基于Rayleigh-Ludwieg不稳定性,提出一种新概念飞机襟翼布局,通过水槽实验发现:新概念布局的襟翼对翼尖涡的消散具有明显的促进作用,不同参数组合下襟翼涡对翼尖涡的运动特性和能量变化的影响均有不同。实验结果也为飞机尾流控制的研究提供了参考,在满足飞行力学设计的基础上,合理运用增升装置构建四涡系统可以有效促进飞机尾流的消散,提高机场飞机起降效率。     

地面效应对尾涡消散的影响研究

采用大涡模拟方法可以分析和计算近地阶段尾涡消散和运动规律,但模型繁琐、计算复杂。本研究基于镜像涡方法建立了形式相对简单、计算迅速的近地尾涡运动模型和消散模型,计算结果与激光雷达测量数据和大涡模拟数据的偏差都不超过5％,满足动态尾涡间隔研究的需要。     

柔性扑翼非定常涡格法气动计算的改进与实现

旨在快速、准确地模拟微型扑翼飞行器(Flapping-wing MAV)周边流场,根据柔性扑翼的扑动特点,提出了微型飞行器(MAV)气动力计算的一种改进非定常涡格法(UVLM)模型,该模型中充分考虑机翼的瞬时柔性变形、诱导阻力、尾迹涡环畸变以及黏性耗散等因素对气动力的影响;给出了该模型的一个可视化实现,并通过实例验证了该模型的可行性和有效性。算法仿真表明,采用该模型可使平均升力和平均推力计算精度分别提高20%和70%左右。为了提高运算效率,还研究了剔除尾涡对UVLM性能的影响,计算结果显示,剔除距翼面适当距离处的尾涡后,可在保证算法计算精度基本不下降的前提下使运行时间减少2/3,这表明改进的UVLM可作为MAV的一种快速气动力估算工具,在MAV的优化中存在显见的应用价值。     

一种尾流消散动态预测的改进算法

尾流间隔是增大跑道容量的主要限制因素之一，为了在保持安全水平的前提下有效地增大跑道容量，可以对尾流消散进行动态预测，并据此缩减尾流间隔。研究了一种尾涡消散动态预测算法，该算法考虑了真实大气的大气分层、湍流、侧风、迎面风、风切变以及地效影响，并用一阶后向差分对该算法进行了离散化改进；在改进算法的基础上，时进近阶段尾流的消散在Matlab中进行了仿真计算；计算结果复现了尾涡的下沉现象和侧风对尾涡传输的线性累积效应。