CC BY
18
УДК 532.527
И. С. Босняков1'2, Г. Г. Судаков1
Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н. Е. Жуковского 2 Московский физико-технический институт (государственный университет)
Моделирование явления «отскока» вихревого следа за самолетом от поверхности земли с помощью LES
При пролете самолета на небольшой высоте над землей образуется вихревой след, эволюция которого существенно отличается от эволюции следа за самолетом, пролетающим на большой высоте. Пара вихрей на малой высоте над землей ведет себя аномально: один вихрь движется параллельно земле, а второй - «подскакивает» примерно на 15-20 м вверх. Существенно меняется также темп «потери» циркуляции вихрей по сравнению со случаем движения вихревой пары на большой высоте. Это явление в данной работе изучается с помощью метода моделирования больших вихрей (LES), который позволяет провести аккуратное моделирование происходящих физических процессов.
I. S. Bosnyakov1'2, G. G. Soudakov1
1 Central Aerohydrodynamic Institute (TsAGI) 2 Moscow Institute of Physics and Technology (State University)
Simulation of aircraft's vortex wake bounce effect in the
surface vicinity by LES
The evolution of the vortex wake behind an aircraft sufficiently differs in flight at low altitude over earth's surface as compared to high altitude flight. A vortex pair in earth proximity shows an abnormal behaviour: one vortex moves parallel to the surface, the other bounces up by 15-20 meters. The rate of circulation «loss» changes sufficiently as compared to the case of vortex pair movement at high altitude. This phenomenon is studied by LES allowing us accurate physics modelling.
Key words: vortex wake decay, LES, wake encounter, wake bounce effect. 1. Введение
Разрушение вихревого следа за самолетом для теоретического описания является весьма трудной проблемой, несмотря на кажущуюся простоту постановки задачи (отсутствие тел, наличие только вихрей следа и турбулентной атмосферы). Ее решение представляет существенную сложность, так как процесс разрушения вихрей включает в себя ряд физически сложных задач (моделирование развитой турбулентности, генерацию турбулентности вихрями следа, процесс взаимодействия вихрей следа с турбулентной атмосферой, адекватную постановку граничных и начальных условий).
Процесс разрушения дальнего вихревого следа включает в себя следующие физические эффекты.
• Синусоидальная неустойчивость Кроу (описывается линейной теорией устойчивости Кроу-Бейта [7]). Этот вид неустойчивости приводит к касанию вихрей при Т = Тцп^ и образованию вихревых колец. Характерен для достаточно больших высот полета.
• «Потеря» циркуляции. Обусловлена взаимодействием вихрей следа и фоновой атмосферной турбулентности (перекачка продольных вихрей следа на периферию посредством их дробления и взаимодействия с фоновой турбулентностью). Для малых высот полета самолета наблюдается существенная асимметрия в темпе «потери» циркуляции для положительного и отрицательного вихрей следа.
• Явление «отскока» вихря от поверхности земли при пролете самолета на небольшой высоте.
Для описания первого и второго эффектов в России рядом авторов была разработана инженерная полуэмпирическая модель разрушения вихревого следа за самолетом на посадочном режиме, опубликованная в работах [2,4,6]. Явление «отскока» вихря от поверхности земли инженерная модель не описывает. В работе [5] в качестве инструмента исследований вихревого следа при пролете самолета на достаточно большой высоте (много больше размаха крыла) использован метод моделирования больших вихрей (LES), который должен описывать все перечисленные выше физические эффекты без каких-либо дополнительных предположений. Этот подход, наравне с другими методами, является сейчас одним из инструментов изучения вихревого следа. В работе [5] обсуждаются детали постановки исследуемой задачи на основе LES и содержится обзор современных подходов к ее решению. В настоящей работе использован численный метод конечного объема второго порядка аппроксимации (промышленный пакет ANSYS CFX) на структурированных сетках размером порядка 100 млн узлов. Постановка задачи о разрушении вихревого следа с помощью LES в настоящей работе по сравнению с [5] была изменена. Изменение касалось начального условия для модели Проктора [8], в которой вместо двухвихревой системы следа в качестве начального условия для посадочного режима была предложена четырех-вихревая система. Такая модификация была вызвана тем, что двухвихревая система недостаточно точно описывает начальную фазу разрушения вихрей следа. Анализ расчетов с помощью LES показал, что учет наличия второй пары слабых вихрей противоположного знака, которые образуются от внутренней части отклоненных закрылков и фюзеляжа, позволяет заметно улучшить результат моделирования. Методика, предложенная в работе [5], ниже была применена для решения задачи об эволюции вихревого следа на небольшой высоте от земли. Существенным элементом, который отличает постановку задачи о разрушении вихревого следа вблизи земли от задачи об эволюции следа на большой высоте, является наличие приземного градиентного ветра. В данной работе использовалась модель нейтральной атмосферы. Профиль систематического ветра в приземном слое описывался логарифмическим законом. На ветер накладывались турбулентные пульсации, анизотропные и неоднородные по характеру. Такая постановка задачи позволяет корректно описать все вышеперечисленные эффекты: существенно разное поведение вихрей вблизи земли, явление «отскока» вихря, разный темп «потери» циркуляции.
2. Модифицированная модель Проктора
Инженерная модель Проктора [8] для двухвихревой системы следа непосредственно за самолетом (ближний след) на режиме посадки описывается следующими формулами:
6 = г = 4G
4 юл
г
= ^ -ехр (-10(г°/1 ^ -ехр Н-2527(г/Гс)2)] > г <Гс'
г
Ут = 1.4— [1 - ехр (-10(гс/1 )°'75)] , Г > гс,
где Ь - размах вихрей, I - размах крыла, С - вес самолета, р - плотность воздуха, Упол - скорость полета, гс - радиус ядра вихря. В работе [8] величина гс не определена, и ее рекомендуется брать из эксперимента. В работе [2] показано, что можно принять гс = 0.05 I.
На рис. 1 приведена картина распределения завихренности в следе за пассажирским самолетом (из расчета стационарной задачи об обтекании пассажирского самолета в посадочной конфигурации с помощью ИЛ^). Видно, что кроме основного вихря вблизи плоскости симметрии и на несколько меньшей высоте присутствует слабый вихрь обратного
знака, порожденный внутренней боковой кромкой отклоненного закрылка и фюзеляжем. Как будет показано ниже, этот вихрь быстро распадается из-за взаимодействия с внешней турбулентной атмосферой. В результате осколки этого вихря попадают в окрестность основного вихря, образуя турбулентный фон с некоторым преобладанием отрицательных турбулентных вихрей. Понятно, что это обстоятельство влияет на начальную фазу разрушения основного вихря. Для модели дополнительного отрицательного вихря приняты следующие параметры:
• циркуляция равна Г = -0.15 ■ Го, где Го - циркуляция основного вихря;
• распределение скорости в отрицательном вихре описывается моделью ламинарного вихря:
Г1
ут —-
2 кг
1 - ехр(-1.25£)
Г
тах — 0.7135- 1
2жгс
\ZORT
Р1апе 1
-1,643е+002
-1,062е+002
■ 4.803е+001
- -1.01 ав+001 1 V ]
■
-6.824е+001
[з- -1] •
Рис. 1. Распределение завихренности за пассажирским самолетом в посадочном режиме в сечении х — 5/, где I - размах крыла. Внизу виден слабый вихрь обратного знака
3. Модель приземного слоя турбулентной атмосферы
В настоящей работе использована следующая модель приземного слоя для нейтральной атмосферы [2]. Скорость систематического ветра определяется по формуле
* — 0.19.1п () 0.05
— у, Ьи — Ьи! — 180 м, аи — 2а0, — 1.6а„.
Здесь — 0.09м, где и (м/с) - модуль скорости ветра на высоте Н — 10 м, у(м) - высота, Ь - масштаб турбулентности по соответствующим направлениям. Видно, что турбулентность в приземном слое является существенно анизотропной и неоднородной по пространству. В данной задаче было принято и — 2 м/с.
Для генерирования поля турбулентных порывов {г>'} будем применять следующий подход. Компоненты пульсаций скорости можно представить виде ряда Фурье:
N
У'г (Г) — ^ (к") ■ С°8(к"Г + Фп). (1)
га=1
Случайная величина ) задаётся так, чтобы корреляционный тензор ())) соответствовал известной матрице ковариации. Величина является случайным числом на множестве [0, 2ж) с равномерным распределением вероятности. Матрица ковариации с^ = ())) выражается через корреляционный тензор турбулентности и объём элемента фазового пространства:
Ы = ())) = ^(к)Ак.
В свою очередь в выражение для корреляционного тензора Ь^ входит энергетический спектр турбулентности Е(к) [3]:
, ^ Е(к) { к— \
6-(к) = Щ»{* - -г) .
В данной работе использован энергетический спектр в виде, предложенным фон Карманом, который для единичных уровня и масштаба турбулентности записывается в следующем виде:
1 55 К ■ к/2.)4
E(k) =
2и 27 п L . , ,2117/
1 + («к ■ к/2,)2
где aк ~ 1.339. Чтобы случайный вектор v\ имел заданную матрицу ковариации dj, достаточно взять вектор из независимых стандартных нормальных случайных величин ej ожиданием и умножить на результат разложения матрицы ковариации по Холецкому [1]:
/ /И 0 0
H = {hij} = I C2l/hn л/С22 - h^ 0
\C3i/^ii (C32 - h2ih3i) /h22 vC33 - h21 - h|2,
Vi = hij ' ej.
В каждой точке физического пространства выделим достаточно малый объём так, чтобы в нём считать турбулентность однородной. В этом объёме турбулентность имеет масштаб La (r) и уровень <?а(г). С учетом этого формула (1) принимает следующий вид:
N
V (r) = ^ v'i (kn) ■ qa cos (kl/Lay + ipn). (2)
n=i
В качестве примера на рис. 2 показан результат генерации поля турбулентных пульсаций.
4. Численный метод
В настоящей работе использован стандартный численный метод конечных объемов второго порядка аппроксимации как по пространству, так и по времени (промышленный пакет ANSYS CFX). Расчет с помощью LES производился для случая несжимаемой жидкости. В качестве модели турбулентности использована стандартная модель LES Смагоринского с константой Cs = 0.1.
5. Постановка задачи о разрушении вихревого следа в турбулентной атмосфере
В работе рассмотрена задача об эволюции следа за самолетами В-747 в приземном слое турбулентной атмосферы в области 0 < х < 700 м, 0 < у < 100 м, -100 < г < 300 м.
у о о
Рис. 2. Поле вертикальной компоненты (м/с) фоновых турбулентных пульсаций для нейтральной атмосферы
Размеры области определяются:
• по оси х - длиной волны Кроу: Lcrow = 300 м [7]. Необходимо иметь хотя бы 2 ■ Lcrow.
• По оси у - расстоянием, на котором образовалась вихревая пара. В данной работе это расстояние составляло h = 30 м.
• По оси z - скоростью бокового ветра и размахом вихрей (скорость бокового ветра u ~ 2 м/с).
Параметры газа берутся для воздуха постоянной плотности при Т = 25 °C, уравнение энергии не используется. На основе данных тестирования [5] для следа за самолётом B-747 было выбрано разбиение расчетной области с общим количеством ячеек ~ 110 млн, размер ячеек составил Ах = 1.2 м, Ау = Az = 0.6 м. В этом случае удлинение ячейки имеет величину 2, что удовлетворительно для решения задачи с помощью LES. Такое разбиение приемлемо для решения на имеющемся суперкомпьютере (потребная оперативная память для этой задачи составляет 150 Гб при использовании пакета программ ANSYS CFX). Радиус вихря для самолета B-747 составляет ~ 3 м, то есть на радиусе вихря укладывается примерно 5-6 узлов, что является минимально допустимым.
Опишем граничные условия. На торцах расчётной области по оси х использовалось циклическое граничное условие (условие периодичности). На всех остальных границах задавалось постоянное (по времени) распределение скорости, полученное в начальный момент с помощью генератора турбулентности. Такое граничное условие обеспечивает отсутствие затухания фоновой турбулентности в течение всего времени расчета эволюции следа. Правомерность использования «замороженного» граничного условия обосновывается тем фактом, что характерное время изменения граничных условий для параметров La = 180 м, q = 0.1 м/c имеет порядок
La
---- = 200 ^ 2000 с,
Q
что значительно больше времени существования вихревого следа (время жизни следа Т^ ~ 20 ^ 70 с в зависимости от уровня турбулентности q = 0.1 ^ 1 м/с).
Переменный шаг по времени был выбран из условия, чтобы максимальное число Куранта Ситах = 2.
6. Результаты расчета разрушения вихревого следа за самолетом В-747 в приземном слое турбулентной атмосферы
Рис. 3. Картины распределения завихренности в плоскости х = 300 м через равные промежутки времени = 8 с. Ветер дует слева направо
Все расчеты производились для случая посадочного режима полета при следующих значениях параметров задачи:
• масса самолета С = 260 000 кг,
• размах крыла I = 65 м,
• начальный радиус ядра вихря гс = 2.92 м,
• посадочная скорость V = 70 м/с,
• плотность воздуха р = 1.21 кг/м3,
• начальная циркуляция Го = 591 м2/с,
• скорость бокового ветра и> = 2 м/с на высоте к = 10 м.
На рис. 3 показано поле завихренности в плоскости х = 300 м в последовательные моменты времени с интервалом = 8 с. Направление ветра - слева направо. Общая картина для вихревых нитей показана на рис. 4 для £ = 48 с.
Рис. 4. Вихревой след при Ь = 48 с. Направление ветра - справа налево
Рис. 5. Положение центров вихрей следа через равные промежутки времени ДЪ = 8 с в плоскости х = 300 м. Правый вихрь «подскакивает» на высоту к « 45 м
Рис. 6. Эффект «потери» циркуляции
V((m/s) 21
19 'Ц
17 --
5
0 10 20 30 40 50
t(s)
Рис. 7. Максимальная окружная скорость в вихрях следа
Взаимодействие вихрей с градиентным полем ветра вблизи вихрей следа порождает области концентрированной завихренности противоположного знака, которые достаточно быстро объединяются со слабыми (дополнительными) вихрями от самолета. С наветренной стороны этот дополнительный вихрь быстро разрушается. С подветренной - образует дол-гоживущую структуру, состоящую из пары вихрей разного знака, которая движется вверх и вправо. На высоте h ~ 45 — 50 м дополнительный вихрь из этой структуры разрушается, и движение вверх вихревой пары прекращается. Трассы вихрей в плоскости х = 300 м показаны на рис. 5.
Дополнительный вихрь в подветренной структуре вызывает в ней интенсивную «потерю» циркуляции, так как его осколки имеют противоположный знак завихренности и попадают в сферу влияния основного вихря. Этот эффект проиллюстрирован на рис. 6, где дано поведение средней по кольцу 5 < г < 15 м циркуляции вихрей следа по времени. Видно, что подветренный вихрь разрушается значительно быстрее наветренного. Наконец, на рис. 7 дано поведение максимальной окружной скорости вихрей следа по времени. Видно, что подветренный вихрь по этому параметру также затухает быстрее наветренного.
7. Выводы
Расчет в рамках LES описывает все характерные механизмы разрушения вихрей. Моделирование процесса разрушения вихревого следа с помощью LES позволило не только получить численные результаты, но и прояснить физику процессов, происходящих в вихре следа. Так, например, выяснилась важная роль отрицательных вихрей, порожденных внутренней частью закрылка и фюзеляжем, на начальной стадии процесса «потери» циркуляции основного вихря. Эти вихри также влияют на процесс «отскока» вихря от поверхности земли. По результатам расчетов разрушения вихревого следа можно сделать следующие выводы:
• при движении вихрей следа в градиентном поле приземного слоя атмосферы на малой высоте два вихря следа ведут себя существенно по-разному;
• наветренный вихрь затухает слабо и движется параллельно земле;
• подветренный вихрь разрушается существенно быстрее наветренного;
• подветренный вихрь в результате взаимодействия с пограничным слоем атмосферы «подскакивает» на высоту h ~ 45 50 ми остается далее на этой высоте, так как дополнительный вихрь противоположного знака к этому моменту времени уже разрушен.
Работа была выполнена при финансовой поддержке министерства образования и науки в рамках договора № 700013728 от 21.11.2012 «Разработка моделирующего комплекса реалистичного восприятия оператором (летчиком) сложных режимов полета и оценки его психофизиологического состояния» по 218 постановлению правительства РФ.
Литература
1. Гарбарук А.В., Стрелец М.Х., Шур М.Л. Моделирование турбулентности в расчетах сложных течений: учебное пособие. СПб: Изд-во Политехн. университета, 2012.
2. Гайфуллин А.М., Свириденко Ю.Н., Судаков Г.Г. Инженерная математическая модель вихревого следа за пассажирским самолетом // Труды ЦАГИ. 2014. Т. 2730. С. 21-37.
3. Ландау Л.Д., Лифшиц Е.М. Курс теоретической физики. Т. 6. Гидродинамика. М.: Наука, 1986.
4. Вышинский В.В., Судаков Г.Г. Вихревой след самолёта и вопросы безопасности полетов // Труды МФТИ. 2009. Т. 1, № 3. С. 73.
5. Босняков И.С., Судаков Г.Г. Расчет разрушения вихревого следа за пассажирским самолетом с помощью метода моделирования больших вихрей второго порядка аппроксимации // Труды МФТИ. 2014. Т. 6, № 3. С. 3-12.
6. Bobylev A.V., Vyshinsky V.V., Soudakov G.G., Yaroshevsky V.A. Aircraft vortex wake and flight safety problems // Journal of Aircraft. 2010. V. 47, N 2. P. 663-674.
7. Crow S.C., Bate E.R. Lifespan of trailing vortices in a turbulent atmosphere // Journal of Aircraft. 1976. V. 13, N 7. P. 476-482.
8. Shen S.H., Ding F., Han J., Lin Y.L., Arya S.P., Proctor F.H. Numerical modeling studies of wake vortices: real case simulations. 1999. AIAA Paper 0755.
References
1. Garbaruk A.V., Strelets M.Kh., Shur M.L. Turbulence modeling in complex flow computation. St.Petersburg: Politechnical University Publishing House, 2012. (in Russian).
2. Gaifullin A.M., Sviridenko Yu.N., Soudakov G.G. Engineering mathematical model for vortex wake behind civil aircraft. Trudy TsAGI. 2014. V. 2730. P. 21-37. " (in Russian).
3. Landau L.D., Lifshitz E.M. Theoretical Physics. V. 6. Hydrodynamics. Moscow: Nauka, 1986.
4. Vyshinsky V.V., Soudakov G.G. Aircraft vortex wake and flight safety issues. Proceedings of MIPT. 2009. V. 1, N 3. P. 73. (in Russian).
5. Bosnyakov I.S., Soudakov G.G. Computation of the vortex wake decay behind a passanger aircraft by the large vortex second-order method. Proceedings of MIPT. 2014. V. 6, N. 3. P. 3-12. — (in Russian).
6. Bobylev A.V., Vyshinsky V.V., Soudakov G.G., Yaroshevsky V.A. Aircraft vortex wake and flight safety problems. Journal of Aircraft. 2010. V. 47, N 2. P. 663-674.
7. Crow S.C., Bate E.R. Lifespan of trailing vortices in a turbulent atmosphere. Journal of Aircraft. 1976. V. 13, N 7. P. 476-482.
8. Shen S.H., Ding F., Han J., Lin Y.L., Arya S.P., Proctor F.H. Numerical modeling studies of wake vortices: real case simulations. 1999. AIAA Paper 0755.
Поступила в редакцию 19.06.2015.
