隨著航空運(yùn)輸需求的不斷增長(zhǎng),民航運(yùn)輸壓力越來(lái)越大,在不增加現(xiàn)有設(shè)施設(shè)備投入的前提下,提高運(yùn)行效率、增加設(shè)施利用率的新型運(yùn)輸方式被研究者提出。近距平行跑道配對(duì)進(jìn)近運(yùn)行方式能夠有效提升機(jī)場(chǎng)容量,增加機(jī)場(chǎng)起降架次,但是由于運(yùn)行過(guò)程中兩航空器之間保持較小縱向間隔,程序相對(duì)復(fù)雜,更易受尾流因素影響,運(yùn)行風(fēng)險(xiǎn)難以把控,仍然難以投入到實(shí)際運(yùn)行中。因此有必要評(píng)估尾流對(duì)近距平行跑道風(fēng)險(xiǎn)性影響,為將來(lái)正式實(shí)施提供依據(jù)。為了充分了解尾流對(duì)近距平行跑道配對(duì)進(jìn)近運(yùn)行方式的影響,擬采用數(shù)值模擬中的大渦模擬方法仿真尾流近距離的基本特征,根據(jù)尾渦傳播特性,通過(guò)數(shù)學(xué)回歸方法得到尾渦傳播軌跡及尾渦向后傳播所形成的危險(xiǎn)區(qū),并通過(guò)算例驗(yàn)證尾流危險(xiǎn)區(qū)范圍;進(jìn)一步通過(guò)數(shù)學(xué)統(tǒng)計(jì)方法從航空器ADS-B數(shù)據(jù)中得到航空器進(jìn)近過(guò)程相關(guān)參數(shù)初始值,作為暫未實(shí)施近距平行跑道配對(duì)進(jìn)近運(yùn)行方式初始參數(shù),同時(shí)根據(jù)統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)得到兩航空器縱向、垂直、側(cè)向碰撞風(fēng)險(xiǎn)統(tǒng)計(jì)量分布情況;根據(jù)尾流傳播特征及風(fēng)險(xiǎn)統(tǒng)計(jì)量概率分布建立相應(yīng)的配對(duì)進(jìn)近運(yùn)動(dòng)學(xué)模型及設(shè)計(jì)碰撞風(fēng)險(xiǎn)求解算法,求解配對(duì)進(jìn)近過(guò)程碰撞風(fēng)險(xiǎn),進(jìn)而分析相關(guān)參數(shù)變化對(duì)碰撞風(fēng)險(xiǎn)的影響。通過(guò)研究得到尾流自產(chǎn)生后局部... 

【文章來(lái)源】：中國(guó)民航大學(xué)天津市

【文章頁(yè)數(shù)】：98 頁(yè)

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【部分圖文】：

總技術(shù)路線圖

中國(guó)民航大學(xué)碩士學(xué)位論文9亞格子模型有不同的類型，其亞格子應(yīng)力項(xiàng)分別對(duì)應(yīng)不同的表現(xiàn)形式，目前應(yīng)用比較廣泛的是Smagorinsky模型。該研究中也采用了Smagorinsky模型。大渦模擬方法的實(shí)質(zhì)為用非穩(wěn)態(tài)的NS方程來(lái)直接模擬仿真大尺度尾渦運(yùn)動(dòng)，而通過(guò)建立相關(guān)模型來(lái)模擬小尺度尾渦運(yùn)動(dòng)情況，即大尺度尾渦直接求解，小尺度尾渦用模型模擬，小尺度尾渦對(duì)大尺度尾渦的影響通過(guò)近似的模型加以考慮。大渦模擬雖然對(duì)計(jì)算機(jī)內(nèi)存和CPU的運(yùn)行速度要求仍然較高，但是該方法遠(yuǎn)低于采用直接模擬方法對(duì)計(jì)算機(jī)資源的要求，從而在工作站上就可以實(shí)現(xiàn)模擬仿真[42]。2.2.2實(shí)驗(yàn)的設(shè)計(jì)過(guò)程（1）前處理過(guò)程：物理模型簡(jiǎn)化與幾何建模、計(jì)算域生成、網(wǎng)格劃分；首先通過(guò)ANSYS軟件的DesignModeler模塊構(gòu)建A320機(jī)翼三維模型作為尾流場(chǎng)研究對(duì)象；然后建立正六面體計(jì)算域（150m×90m×60m），作為實(shí)驗(yàn)研究對(duì)象的流場(chǎng)環(huán)境，圖2-1為計(jì)算域俯視圖；然后進(jìn)入ANSYS軟件的ICEM模塊對(duì)三維機(jī)翼進(jìn)行切割和剖分，且僅將機(jī)翼部分分成若干塊，將切割邊界與機(jī)翼邊界進(jìn)行點(diǎn)關(guān)聯(lián)和線關(guān)聯(lián)；接下來(lái)將三維機(jī)翼以及計(jì)算域劃分成六面體結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，并對(duì)網(wǎng)格質(zhì)量進(jìn)行優(yōu)劣檢查，對(duì)劃分結(jié)果進(jìn)行反復(fù)調(diào)試，使得最終網(wǎng)格偏斜度（反映網(wǎng)格的最長(zhǎng)軸與網(wǎng)格最短軸之比）小于0.1的網(wǎng)格數(shù)小于5個(gè)，獲得高質(zhì)量的網(wǎng)格，從而保障各個(gè)網(wǎng)格處的計(jì)算精度，本次實(shí)驗(yàn)劃分有8890040個(gè)網(wǎng)格，量級(jí)達(dá)百萬(wàn)，計(jì)算精度較高，圖2-2為計(jì)算域網(wǎng)格偏斜度檢查結(jié)果。圖2-1計(jì)算域俯視圖

中國(guó)民航大學(xué)碩士學(xué)位論文10圖2-2網(wǎng)格偏斜度（2）求解過(guò)程：計(jì)算初始條件和邊界條件的給定、離散化方程的確定、計(jì)算收斂性的評(píng)估；計(jì)算域邊界條件的設(shè)置：計(jì)算域?yàn)檎骟w構(gòu)型，計(jì)算域每個(gè)面初始條件的設(shè)置十分關(guān)鍵，將直接影響到實(shí)驗(yàn)結(jié)果的準(zhǔn)確性。具體設(shè)置情況：入口(INLET)、出口(OUTLET)、頂(TOP)、左側(cè)面(SYMM)設(shè)為壓力遠(yuǎn)場(chǎng)；底(BOTTOM)及飛機(jī)機(jī)翼表面設(shè)為無(wú)滑移壁面；右側(cè)面(SIDE)在進(jìn)行無(wú)側(cè)風(fēng)數(shù)值仿真時(shí)設(shè)為壓力遠(yuǎn)場(chǎng)，當(dāng)進(jìn)行側(cè)風(fēng)數(shù)值仿真時(shí)，根據(jù)不同側(cè)風(fēng)大小，將右側(cè)面設(shè)置成具有對(duì)應(yīng)速度和壓力的速度入口，仿真垂直于計(jì)算域并吹向計(jì)算域內(nèi)部的正側(cè)風(fēng)。數(shù)值仿真環(huán)境參數(shù)的設(shè)置：仿真參數(shù)是基于國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下的相關(guān)參數(shù)，具體見(jiàn)表2-1。表2-1初始環(huán)境參數(shù)溫度/K總壓/Pa來(lái)流速度/(m·s-1)密度/(kg·m-3)馬赫數(shù)雷諾數(shù)288.15104103.3681.2250.2610~710其中，總壓=動(dòng)壓+靜壓，靜壓為101325Pa，動(dòng)壓為212v，其中，v表示航空器進(jìn)近階段速度，取68m/s；馬赫數(shù)vvMaaKRT（K=1.4，R=287.06），a表示音速；雷諾數(shù)vlRe（為無(wú)窮遠(yuǎn)處來(lái)流的密度；v為無(wú)窮遠(yuǎn)處來(lái)流的速度；l為飛機(jī)的特征長(zhǎng)度，此仿真實(shí)驗(yàn)中，其代表弦長(zhǎng)；為氣體的黏性系數(shù)，通常取1.789105Ns/㎡）。完成計(jì)算域邊界條件及實(shí)驗(yàn)環(huán)境參數(shù)設(shè)置后，設(shè)置實(shí)驗(yàn)迭代次數(shù)為1000次，開(kāi)始仿真與計(jì)算，經(jīng)過(guò)長(zhǎng)時(shí)間計(jì)算，依據(jù)仿真實(shí)驗(yàn)收斂條件，判斷升力系數(shù)及阻力系數(shù)是否

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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碩士論文
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本文編號(hào)：3022683