温度垂直递减率对飞机尾涡影响的数值模拟

为了更深入精确地研究航空器尾涡演变规律,保障航空器安全运行,本文采用数值模拟方法对不同温度垂直递减率下A330-300飞机尾流的耗散规律进行了研究。数值模拟选择SST(Shear stress transport)k-ω湍流模型,通过构建5种不同温度垂直递减率下的温度场,并在温度场内编译A330-300飞机尾流场实现不同温度垂直递减率下的演化。通过数值模拟结果与雷达探测数据的对比验证了数值模拟方法可靠性。计算结果表明,一般湍流强度下,不同的温度垂直递减率主要作用于尾涡衰减阶段,通过改变尾涡内外温度影响尾涡演化。温度垂直递减率越小,尾涡衰减区环量减小得越快;温度垂直递减率越大,尾涡下沉的速率越大,快速耗散后的涡核间距越大。

多普勒激光雷达近地面飞机尾涡反演方法优化

实时准确获取飞机尾涡的特征参数信息,将有利于在保持机场基础设施的情形下进一步提升机场吞吐量。相干多普勒激光雷达作为飞机尾涡的有效探测手段,可提供其位置与强度信息。针对飞机尾涡特征反演算法在近地面环境下出现的误识别及定位精度下降问题,通过采用区域聚焦的方法减少背景环境对识别精度的影响,并引入尾涡的旋转特征、对反演结果检验,以此提高结果的可靠性。针对扫描中尾涡的移动、扭曲或数据缺失引起的强度评估不准问题,通过尾涡速度分布校正和理想化飞机尾涡模型校正两步来提高强度反演精度。经成都双流国际机场观测数据验证,该优化算法的正确识别率提高2.8%,漏报率下降2.7%,虚警率下降20.86%。

基于激光雷达回波的飞机尾涡参量提取

为了实现对飞机尾涡的有效监测,解决机场飞行安全与跑道容量受限的问题,提出了一种基于激光雷达回波的飞机尾涡参量提取算法.从尾涡的物理模型出发研究飞机尾涡的涡旋环量、径向速度分布等参量,对尾涡结构进行描述.依据尾涡参量的性质,给出了参量提取算法的设计流程,即对回波信号进行分解除噪等处理;通过选取门限确定正负速度包络,进而得到径向速度分布;利用径向速度分布反演得到涡核半径、涡核位置及涡旋环量等尾涡参量.最后以某型飞机的激光雷达探测实验数据为例进行了实例计算并与模型仿真结果进行对比,验证了该算法的有效性.

飞机尾涡特性分析与激光探测技术研究

为实现尾涡告警,保障飞行安全和提高机场容量,研究了飞机尾涡特性和激光探测技术。阐述了飞机尾涡的生成机理,利用解析模型和仿真计算研究了尾涡特性;给出了尾涡相干多普勒激光探测原理,设计了尾涡探测方式,分析了回波多普勒谱特性,并计算了尾涡探测精度。研究表明:尾涡强度与衰减等特性与飞机质量相关;其回波多普勒谱值反比于多普勒频移的三次方和飞行速度的二次方,而正比于飞机质量的二次方;基于1.5m脉冲相干多普勒激光雷达的尾涡探测具有高精度、远距离的优势。此外,通过初步开展的机场尾涡探测实验验证了激光探测尾涡的方法切实可行,性能优越。

干扰板作用下飞机尾涡流场近地演变机理研究

为了更好地控制和规避飞机尾涡对飞行安全和机场运行效率的不利影响,本文重点研究近地尾涡的强度消散与涡核运动规律。使用ANSYS中的DM模块建立A320飞机机翼模型,并基于雷诺平均法(RANS)采用RKE涡黏模型对雷诺应力项进行方程封闭,在天河一号超级计算机上采用多段拼接方法开展大尺度脱体尾涡数值模拟实验。基于实验数据分析了地面效应对涡核的下沉趋势和水平运动、涡间距、涡量及涡核速度等的影响,然后在尾涡流场中增加接地竖板,研究在机场跑道端设置人工干扰板时的尾涡运动和消散规律。结果表明,地表附面层能分离出二次涡,其缠绕于主涡周围诱发主涡加速消散并改变尾涡速度场的分布;人工干扰板能有效削弱尾涡的湍流动能,诱导主涡分离出二次涡系,触发涡系产生Rayleigh-Ludwieg相交不稳定性,加快主涡的下沉与迸裂,显著提高尾涡强度消散率。

飞机尾涡演变及快速预测的大涡模拟研究

随着我国人民生活水平的提高,航空运输的重要性与日俱增,航班延误问题也日益严重.尾流间隔(保障后机不受前机尾流影响的最小安全间隔)是制约机场效率的关键因素.针对这一工程应用问题,采用大涡模拟方法研究飞机尾涡在大气中的演变特性.研究工作首先发展了飞机尾涡演变的大涡模拟方法,将自适应网格技术应用于飞机尾涡演变的大涡模拟,大幅减少所需的网格量,提高计算效率.提出了升力面尾涡生成方法,在不增加计算量的情况下实现了尾涡卷起过程和远场衰减的组合模拟.在系列算例分析研究基础上,创建了基于大涡模拟计算结果的尾流间隔快速预测系统.该系统可以根据实时大气风场和进出港的前后飞机机型,快速预测并输出所需的尾流间隔.经过与场地测试数据比较表明,在北京市2014年的平均风速条件下,本系统预测的尾流间隔可在现有标准基础上缩减7%～50%,能够有效提高机场容量.

降雨条件下飞机尾涡演化数值模拟研究

降雨作为一种气象条件,与飞机尾涡相互作用,改变自身与尾涡的动力学特性。高强度的尾涡导致后机难以着陆、复飞甚至坠机等后果,因此尾涡的演化进程对评估后机的飞行安全有重要意义。为了分析尾涡与降雨的相互干扰,基于欧拉-欧拉多相流模型,研究了降雨条件下的尾涡演化特性。对于多相流模型中的空气相模拟,采用大涡模拟湍流模型,雨相通过两个标量方程控制其动力学输运,两相间的耦合利用动量源项实现能量的传递。分析了降雨对环量、涡量和涡核附近速度分布、下沉速度等尾涡演化特征量的影响。结果表明:降雨加速了环量的衰减,减小了涡心最大涡量,使速度分布趋于平滑,改变了尾涡下沉规律。另外,尾涡也影响了雨滴的下降轨迹和浓度分布。

香港国际机场的飞机尾涡观测（英文）

香港国际机场是世界上其中一个最繁忙的机场,其总航班升降量在2016年已超越400,000次。香港天文台除为香港国际机场提供航空气象服务外,近年亦开始利用短程激光雷达作飞机尾涡观测,并取得了初步的成果。该文介绍天文台在2014至2016年间的观测计划及初步数据分析结果,亦讨论香港国际机场飞机尾涡监测和预报技术的发展动向。

飞机尾涡对飞行安全的影响

尾涡是与飞机升力形成有关的翼尖涡,形状类似喇叭状,且比较长延长到飞机尾部比较远的地方。一般情况下,尾涡的强度与机翼产生的升力有一定的关系,且当飞机的升力越大时,尾涡也就越强。同时飞机的尾涡对飞机有比较大的影响,会影响到飞机的仪表以及飞行状态等,甚至还可能由于尾涡的作用导致飞机的飞行受到影响,从而影响到飞机的飞行安全。基于此,本文就主要针对尾涡对飞机飞行的影响进行深入的探索和研究。

飞机尾涡系Rayleigh-Ludwieg不稳定性实验研究

以飞机起降过程中主翼和尾翼产生反向涡系存在相互作用的事实为背景,设计了一套反向双漩涡发生装置。通过改变两涡的位置关系与初始涡强度比值,采用流动显示与粒子成像测速(PIV)技术,对涡系相交不稳定性的作用特性进行了研究。结果表明:小涡的引入改变了主涡原有运动轨迹,合理地引入小涡的位置与小涡的强度,对主涡能量的衰减有明显的促进作用,但它们之间不呈现明显的线性关系;涡空间运动轨迹的分析,对未来完善机场起降控制模型有一定借鉴意义;实验结果也为飞机整体设计提供了一定参考依据,在满足飞行力学的设计基础上,优化整体气动布局对降低飞机尾流强度有显著的影响。

飞机尾涡相干激光探测系统设计与性能分析

为保证飞行安全,并尽可能地提高机场跑道容量,对飞机尾涡相干激光探测系统进行了设计。从飞机尾涡激光探测的总体要求出发,提出相干激光探测系统结构,同时针对激光光源参数以及平衡探测光路结构进行设计,给出整个系统的设计参数。通过对所设计系统的探测信噪比以及测速精度的仿真分析表明,所设计的飞机尾涡相干激光探测系统能够满足尾涡探测的需求,当脉冲能量达到25 mJ以上时,雷达在探测距离7 km内的探测信噪比大于3 dB;在2 km内测速精度优于0.2 m/s。

基于多普勒谱特征的飞机尾涡识别

为解决飞机尾涡威胁飞行安全以及限制机场容量的难题,提出了一种基于多普勒谱特征的尾涡识别算法,以提高尾涡检测性能。构建了飞机尾涡回波多普勒谱模型,分析得出其多普勒谱具有对称性、展宽性以及反比性等重要特征。依据上述谱特征,给出了尾涡识别算法的设计流程,包括回波数据预处理、多普勒谱特征提取和特征门限判决。以空客A-340为例进行了算法的实例计算,结果表明,提取的尾涡回波多普勒谱特征可以用于识别飞机尾涡,其中,幅值反比特征最为严谨,展宽性特征次之,对称性特征较差;在采样数据充足的情况下,算法的综合识别率可达90%以上。

基于相干多普勒激光雷达的飞机尾涡观测

相干多普勒激光雷达(Coherent Doppler Lidar,CDL)凭借高精度、高时空分辨率等优势已成为晴空尾涡探测的主要手段。为了提高飞机尾涡观测效率并实现数据的快速处理和实时显示,基于2018年在四川开展的尾涡观测实验,提出了一种基于CDL频谱宽度和径向风速的尾涡快速识别方法,并基于此方法分析了典型机型的尾涡演化过程。结果表明,不同机型的尾涡演化趋势相似,均在距地面约50 m处产生并向下、向外扩散,尾涡环量逐渐减小,但由于近地面效应的影响,会伴有短时间环量增加现象。随着飞机重量和翼展的减小,尾涡的耗散时间缩短,左右涡初始涡核的间距减小,频谱宽度融合现象更明显,该现象消失所历经的时间增加。

激光雷达选址对飞机尾涡特征参数反演的影响

为了提高距离高度显示器模式激光雷达的尾涡探测与反演精度,提出了基于涡核区域分割的机场激光雷达最佳选址求解算法,研究了激光雷达横向和纵向安装位置对尾涡反演精度的影响;考虑尾涡消散和下沉影响,建立了激光雷达动态回波数据仿真模型;推导了尾涡区域分割径向距离公式,根据区域分割后的速度极值点确定了尾涡涡核位置;对涡核位置进行探测时间差修正后代入诱导速度方程,利用涡核附近的特征点径向速度构建了联立方程组,求解了尾涡环量相对误差;结合机场的机型占比数据,设计了激光雷达最佳选址的计算流程;基于国内某机场一周的运行数据,提取了5种典型机型数据进行机场激光雷达选址影响分析,确定了该机场的最佳激光雷达布局位置。研究结果表明:激光雷达选址的横向距离对反演精度影响较大,且存在最佳横向距离,大约为飞机翼展的10倍;最佳横向距离附近大约200 m是较佳的选择范围,该范围内探测精度变化不大;纵向距离选择存在最小值,最小值与尾涡下沉速度成正相关,对于典型民航大型飞机,大约为800 m;当纵向距离大于最小值时,其变化基本不影响尾涡探测精度;机场激光雷达的最佳选址区域为横向位置在最佳横向距离附近、纵向距离大于最小值的长条形区域。可见,机场激光雷达最佳选址求解算法是有效的,可以应用于尾涡探测试验或动态尾流间隔系统的激光雷达选址决策分析。

大涡模拟技术在航空湍流研究中的应用

航空湍流是威胁飞行安全的重要因素,它的形成机制复杂,一直是航空气象研究中的重点难点问题之一。近年来,随着大涡模拟(large eddy simulation,LES)技术的发展,LES已经成为研究航空湍流问题的重要方法。本文围绕在飞机起降阶段的飞机尾涡和低空湍流以及巡航阶段的对流湍流、山地波湍流和晴空湍流这五类航空湍流对飞机颠簸造成的影响,综述了LES技术在相关方向的研究进展,并对LES技术应用中亟需解决的问题及未来的重点研究方向进行了总结与展望。整体来看,航空湍流的LES模拟研究已经取得较大进展,高分辨率的LES可以更加明确航空湍流的来源和生命周期,显著提升了对航空湍流的机制认知和诊断预警能力。但在机制方面,对各种复杂湍流过程的相互影响机制仍然不够清楚;在数值模式技术方面,LES模拟与模式初始状态、边界条件和模式参数化方案的敏感性问题仍然有待解决。未来,LES与中尺度区域模式变网格嵌套技术、动态网格技术、集合预报与概率预报技术的发展,以及与深度学习等方法的结合都将进一步有效提升LES在航空湍流模拟方面的计算效率和预报能力。

基于激光雷达回波的动态尾涡特征参数计算

为了实现对飞机尾涡的有效检测,提高机场跑道利用率,减少飞机延误,本文以尾涡物理模型为基础,分析尾涡的环量和径向速度分布规律,并结合尾涡的下沉及消散模型,提出一种基于激光雷达回波的动态尾涡特征参数计算方法,即利用激光雷达回波数据提取尾涡流场的速度包络,解算出尾涡径向速度分布,并根据其反演出涡核位置及尾涡环量。采用仿真的动态尾涡流场激光雷达探测回波数据进行算例分析,验证了该方法的有效性。

激光雷达探测中基于贝叶斯网络的飞机尾流反演

尾流是飞机飞行时的必然产物,对航空安全有重大威胁,还限制着航空效率和容量的提升,飞机尾流涡核的精准辨识是动态缩减尾流间隔的前提,目前晴空尾涡探测的主要工具是相干多普勒激光雷达(CDL)。针对使用激光雷达进行飞机尾流探测中受限于雷达时空分辨率和背景风场的影响导致的识别和反演尾流关键参数误差较大这一问题,提出一种在激光雷达探测数据基础上基于贝叶斯网络(BN)和均方误差(MSE)构建的尾涡参数反演模型。搭建大气背景风和湍流环境,并将其叠加到模拟的尾涡速度场上,得到用于训练模型的仿真数据集。实验结果表明:所提算法能够得到误差较小的参数反演结果(仿真算例中涡核位置偏差在2 m以内,环量偏差在5%以内);在实际算例中,所提算法与传统算法相比,反演速度场均方误差显著降低(平均超过50%)。本研究可用于机场实时尾涡监测,对尾涡间隔标准制定有重要意义。

箔条云的运动模型及雷达电磁散射特性

主要研究飞机发射箔条弹后的箔条运动模型,考虑到大气密度、风速、飞机尾涡以及结合箔条自身属性的影响,建立了大气环境下的箔条的运动模型,从而对箔条云团的速度、位移以及体积进行了定量的描述,还研究了与之密切相关的箔条云团雷达散射截面积(RCS)特性。

跟进起飞间隔时间的确定

针对歼击机机群跟进起飞的特点 ,从飞机尾涡的形成和发展入手 ,研究近地条件下的尾涡运动规律 ,导出了尾涡的诱导速度和漂移速度计算公式。并根据起飞过程中 ,后机受前机尾涡的影响范围仅局限于跑道宽度范围之内 ,对歼击机跟进起飞间隔时间的确定方法和影响因素进行了分析 ,为各型歼击机跟进起飞安全提供了理论依据。所得结论经过飞行验证 。

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。