飛機(jī)尾流觀測(cè)研究進(jìn)展

潘衛(wèi)軍欒 天康賢彪張慶宇任 杰張 強(qiáng)

(1.中國(guó)民用航空飛行學(xué)院 空中交通管理學(xué)院,廣漢 618307；2.四川航空股份有限公司 運(yùn)行風(fēng)險(xiǎn)控制中心,成都 610202)

0 引 言

飛機(jī)尾流作為飛機(jī)升力的副產(chǎn)物,具有強(qiáng)烈、穩(wěn)定、空間尺度大等特點(diǎn)[1-2]。在巡航、進(jìn)近等階段,由于其留存時(shí)間較長(zhǎng),當(dāng)后機(jī)進(jìn)入前機(jī)的尾流區(qū)域時(shí),其強(qiáng)烈的渦旋結(jié)構(gòu)所誘導(dǎo)產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩會(huì)致使后機(jī)機(jī)身出現(xiàn)抖動(dòng)、下沉、改變飛行狀態(tài)等現(xiàn)象,從而導(dǎo)致飛行事故的發(fā)生[3-5]。例如,20世紀(jì)60年代末期,一架F-104在遭遇前機(jī)右翼尖端產(chǎn)生的增強(qiáng)性尾流后,突然發(fā)生翻轉(zhuǎn),導(dǎo)致其與前機(jī)發(fā)生相撞,造成雙機(jī)墜毀,試飛員與副駕駛喪生等重大損失,這也是世界上首例由尾流引發(fā)的安全事故[6]。為了減少前機(jī)尾流對(duì)后機(jī)可能造成的安全隱患,早在20世紀(jì)70年代初,國(guó)際民航組織(ICAO,International Civil Aviation Organization)專門制定了飛機(jī)尾流間隔標(biāo)準(zhǔn)[7-9](詳見(jiàn)表1),以保障進(jìn)離場(chǎng)航空器的運(yùn)行安全。此標(biāo)準(zhǔn)針對(duì)不同的飛機(jī)最大起飛重量,通過(guò)采用固定的前后機(jī)飛行距離間隔或固定的前后機(jī)飛行時(shí)間間隔的方式,來(lái)減少后續(xù)飛機(jī)遭遇尾流的事件發(fā)生,從而消除尾流所帶來(lái)的潛在安全隱患。該標(biāo)準(zhǔn)啟動(dòng)初期取得了明顯的效果,在很大程度上有效地防止了由于飛機(jī)尾流引起的航空安全事故的發(fā)生。但隨著航空交通運(yùn)輸量的迅猛增長(zhǎng),ICAO所制定的安全間隔標(biāo)準(zhǔn)顯得過(guò)于保守,如若嚴(yán)格執(zhí)行將嚴(yán)重限制機(jī)場(chǎng)跑道的通行能力,極大地影響機(jī)場(chǎng)的運(yùn)行效率,制約航空運(yùn)輸業(yè)的發(fā)展[10-16]。

表1 ICAO以尾流距離為基準(zhǔn)的最低間隔[4]Table 1 ICAO aircraft separation distances to avoid wake vortex encounter[4]

為了制定更為合理的進(jìn)離場(chǎng)航空器間隔標(biāo)準(zhǔn),有效提高機(jī)場(chǎng)實(shí)際容量和空中交通的運(yùn)行效率,眾多學(xué)者從現(xiàn)場(chǎng)觀測(cè)[17-21]和實(shí)驗(yàn)室觀測(cè)[22-27]的角度,重新開(kāi)始對(duì)飛機(jī)尾流開(kāi)展系統(tǒng)性的研究,探尋尾流產(chǎn)生的物理機(jī)制,追蹤尾流在大氣中的發(fā)展、演變和耗散的具體物理過(guò)程。在國(guó)外,Crow[28]等早在1970年就首先通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)備,研究了一對(duì)柱渦在擴(kuò)展近場(chǎng)至中遠(yuǎn)場(chǎng)范圍內(nèi)的運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定性,并依據(jù)其演化過(guò)程提出了著名的CROW不穩(wěn)定機(jī)制。此后,眾多學(xué)者在此基礎(chǔ)之上,針對(duì)尾流的耗散機(jī)理與加速尾流耗散等問(wèn)題開(kāi)展了更加深入的研究。我國(guó)學(xué)者楊可[29]、孫承宏[30]等分別針對(duì)組合小翼及加裝翼尖帆觸發(fā)尾流不穩(wěn)定機(jī)制等問(wèn)題進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)探究,強(qiáng)調(diào)通過(guò)改變翼尖構(gòu)型能夠有效地觸發(fā)尾流的不穩(wěn)定機(jī)制,加速尾流耗散。黃爍橋、申功炘等[31]在拖曳水池觀測(cè)試驗(yàn)中探究了發(fā)動(dòng)機(jī)噴流對(duì)尾流耗散的影響,發(fā)現(xiàn)在適當(dāng)?shù)臈l件下,飛機(jī)噴流能夠加速尾流的耗散。胡以華等[32]基于1.5μm脈沖相干多普勒激光雷達(dá)的結(jié)果,驗(yàn)證了激光雷達(dá)探測(cè)尾流方法的可行性。

為了促進(jìn)尾流觀測(cè)技術(shù)在中國(guó)的進(jìn)一步發(fā)展和提高,有必要對(duì)迄今為止飛機(jī)尾流觀測(cè)的主要方法、手段和未來(lái)的發(fā)展方向做一個(gè)系統(tǒng)的總結(jié),亦希望借此引起國(guó)內(nèi)飛機(jī)尾流觀測(cè)研究領(lǐng)域同行的關(guān)注和討論。

1 尾流的實(shí)驗(yàn)室觀測(cè)

尾流在大氣中的耗散受到大氣湍流度、溫度、大氣壓強(qiáng)等多種因素的影響[33-36]。因此,觀測(cè)尾流耗散過(guò)程的有效方法,是選取重復(fù)性的氣象條件及飛機(jī)位置,通過(guò)系統(tǒng)性的觀測(cè)和分析尾流渦環(huán)量、渦核半徑、擴(kuò)散距離等尾流耗散特征參數(shù)的發(fā)展演變[9,37-39],來(lái)研究尾流耗散的具體過(guò)程。然而,在實(shí)際觀測(cè)試驗(yàn)中很難保證每次試驗(yàn)的條件完全相同。因此,為了簡(jiǎn)化觀測(cè)條件,實(shí)現(xiàn)可重復(fù)性目的,更多的是采用實(shí)驗(yàn)室觀測(cè)方法進(jìn)行飛機(jī)尾流的觀測(cè)研究。實(shí)驗(yàn)室觀測(cè)最常用的是風(fēng)洞試驗(yàn)觀測(cè)及拖曳水池試驗(yàn)觀測(cè)這兩種方式。

1.1 尾流的風(fēng)洞試驗(yàn)觀測(cè)

風(fēng)洞設(shè)備是空氣動(dòng)力試驗(yàn)研究中較為常用的工具之一,同時(shí)也是研究機(jī)體或機(jī)翼周圍流場(chǎng)分布情況以及飛機(jī)氣動(dòng)結(jié)構(gòu)優(yōu)化的有效工具(如圖1所示)。依托風(fēng)洞設(shè)備,研究人員能夠較為真實(shí)地模擬出飛行器周圍氣體的流動(dòng)情況,使得試驗(yàn)雷諾數(shù)接近于真實(shí)雷諾數(shù),保證試驗(yàn)數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性。此外,相比于其他觀測(cè)試驗(yàn)而言,風(fēng)洞試驗(yàn)還能夠有效地排除外界無(wú)關(guān)變量的干擾,適合分離驗(yàn)證不同因子(如速度、近地面情況等)影響飛機(jī)尾流的具體物理過(guò)程,且其良好的可靠性與可重復(fù)性,也為試驗(yàn)的重復(fù)性開(kāi)展和循環(huán)驗(yàn)證提供較好的技術(shù)保障。由此,很多科學(xué)家都選用風(fēng)洞作為研究飛機(jī)尾流的主要試驗(yàn)手段。

圖1 風(fēng)洞試驗(yàn)示意圖Fig.1 Sketch of wind tunnel test

最早將風(fēng)洞設(shè)備用于飛機(jī)尾流實(shí)驗(yàn)室觀測(cè)是在1975年,由Eliason[40]所提出。為了驗(yàn)證Crow[28]及Parks[41]所提出的尾渦對(duì)的相互不穩(wěn)定性,Eliason在風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)備中,利用氦氣泡結(jié)合熱線風(fēng)速儀對(duì)NACA 23021型機(jī)翼單一縮比模型的翼尖渦進(jìn)行了可視化探測(cè)。結(jié)果首次在試驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)了尾渦對(duì)的相互不穩(wěn)定性,很好地從觀測(cè)的角度上證明了尾渦對(duì)之間的確存在著相互不穩(wěn)定性。通過(guò)對(duì)渦核半徑、環(huán)量、波長(zhǎng)、振蕩平面等參數(shù)的進(jìn)一步分析表明,Crow[28]及Parks[41]關(guān)于線性不穩(wěn)定性的理論均能夠很好地描述尾流的初始增長(zhǎng)。盡管如此,該試驗(yàn)也存在著一定的局限性:在流場(chǎng)中添加其他物質(zhì)可能會(huì)干擾氣體的真實(shí)流動(dòng)情況；限于當(dāng)時(shí)的技術(shù)水平,在短時(shí)間內(nèi)采集大量的空間數(shù)據(jù)較為困難；更重要的是,由于觀測(cè)對(duì)象單一且較為簡(jiǎn)單,采用這種試驗(yàn)方法,無(wú)法及時(shí)準(zhǔn)確地觀察到尾渦之間的相互作用關(guān)系,因此不太適合用于研究真實(shí)氣動(dòng)構(gòu)型條件下尾流的加速耗散及前機(jī)尾流對(duì)后機(jī)的影響。

為了克服以上試驗(yàn)所存在的缺陷,Babie等[42]提出了在風(fēng)洞試驗(yàn)中以多機(jī)翼的四渦模型代替單機(jī)翼的雙渦模型,并用于研究尾流之間的相互作用。在Brian開(kāi)展的試驗(yàn)中,可以清楚地觀測(cè)到渦旋之間的相互作用導(dǎo)致的渦核徑向位移,也可以觀測(cè)到尾流的合并機(jī)理和尾流的加速耗散過(guò)程。此后,利用更復(fù)雜的飛機(jī)模型,Breitsamter等[43]在風(fēng)洞試驗(yàn)中對(duì)尾流進(jìn)行了更加深入的研究。在一個(gè)封閉試驗(yàn)段為1.8 m×2.7 m×21 m的風(fēng)洞中,Breitsamter比較了典型的四發(fā)大型運(yùn)輸機(jī)的半模型E403(比例1∶22.5)及TAK(比例1∶19.25)的風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果,發(fā)現(xiàn)尾流渦旋的發(fā)展是由上卷過(guò)程和相鄰主渦的合并決定的。依據(jù)試驗(yàn)結(jié)果,Breitsamter將近區(qū)階段飛機(jī)產(chǎn)生的尾流細(xì)化為六種形式:翼尖渦(WTV,Wing Tip Vortex)、外翼段襟翼渦(OFV,the Outboard Flap Vortex)、內(nèi)外發(fā)動(dòng)機(jī)吊艙渦(INV&ONV,the Outer and Inner Engine Nacelle Vortices)、機(jī)翼機(jī)身渦(WFV,the Wing-Fuselage Vortex)和水平尾翼渦(HTV,the Horizontal Tailplane Vortex)。針對(duì)這六種尾流形態(tài),Breitsamter還詳細(xì)地給出了不同特征時(shí)間對(duì)應(yīng)的渦旋合并的過(guò)程,認(rèn)為當(dāng)雷諾數(shù)大于104時(shí),尾渦的合并從渦核半徑與渦核間距的臨界比為0.2～0.25時(shí)開(kāi)始；舷外襟翼渦與外發(fā)動(dòng)機(jī)吊艙渦在特征時(shí)長(zhǎng)t≈0.04時(shí),完成合并過(guò)程形成主渦,構(gòu)成四渦系統(tǒng)；此后至特征時(shí)長(zhǎng)t≈0.2時(shí),翼尖渦流(弱)在主旋渦附近旋轉(zhuǎn)約一次,并在特征時(shí)長(zhǎng)t≈0.25～0.3時(shí)最終與主渦完成合并過(guò)程,形成雙渦系統(tǒng)。Breitsamter還對(duì)尾流合并及其固有的不穩(wěn)定性進(jìn)行了深入的探討,指出短波橢圓不穩(wěn)定性(Short Wave Elliptic Instability)的發(fā)展加速了融合過(guò)程,導(dǎo)致了渦的核心半徑的增大,并從速度波動(dòng)的功率譜密度上,推導(dǎo)出了檢測(cè)尾流固有不穩(wěn)定性的特征折算頻率,認(rèn)為由于飛機(jī)湍流邊界層和局部流分離所引起的非定常流的波動(dòng),在滾轉(zhuǎn)過(guò)程中被送入飛機(jī)尾跡,也與主渦旋的核心區(qū)域的湍流有關(guān)。該項(xiàng)風(fēng)洞觀測(cè)試驗(yàn)還對(duì)不同噴管構(gòu)型下的尾流耗散結(jié)果進(jìn)行了比較,發(fā)現(xiàn)現(xiàn)有機(jī)型的發(fā)動(dòng)機(jī)噴流對(duì)于尾流的影響微乎其微,相比之下襟翼渦對(duì)于尾流強(qiáng)度的貢獻(xiàn)更大。但值得注意的是,發(fā)動(dòng)機(jī)噴流的存在對(duì)于尾流耗散過(guò)程十分必要,只要適當(dāng)調(diào)整噴流位置及噴流加入的時(shí)機(jī),能夠有效地觸發(fā)不穩(wěn)定性而達(dá)到加速尾流耗散的目的,這也正好驗(yàn)證了渦旋作用的不穩(wěn)定性機(jī)制。盡管取得了非常豐富的研究成果,但限于當(dāng)時(shí)的觀測(cè)技術(shù)水平,Breitsamter也指出,在其開(kāi)展的風(fēng)洞試驗(yàn)中,對(duì)尾渦運(yùn)動(dòng)的觀測(cè)范圍及觀測(cè)精度還得到需進(jìn)一步的改善與提升。

近年來(lái),隨著五孔探針測(cè)量、粒子成像測(cè)速儀及多普勒測(cè)速技術(shù)等更加精密的觀測(cè)技術(shù)在風(fēng)洞中的應(yīng)用,在風(fēng)洞試驗(yàn)中,可以觀測(cè)到更為精細(xì)的尾流演變過(guò)程,從而人們可以依托風(fēng)洞開(kāi)展更復(fù)雜的飛機(jī)尾流研究。孫承宏、代欽等[30]及Altaf等[44]分別在風(fēng)洞中,研究了翼尖帆、反向三角片等裝置對(duì)尾流加速耗散的影響,并基于此,設(shè)計(jì)了既不影響飛機(jī)整體的氣動(dòng)性能,又能有效加速尾流耗散的裝置。為了更精確地量化尾流的強(qiáng)度、持續(xù)時(shí)長(zhǎng)及不穩(wěn)定性等,以及有效地評(píng)估前機(jī)尾流對(duì)后機(jī)的影響,制定后機(jī)遭遇尾流時(shí)的安全操作方法,美國(guó)航空航天局Brandon等[45]改進(jìn)了傳統(tǒng)的單一模型尾流風(fēng)洞試驗(yàn)方式,嘗試性地設(shè)計(jì)一種自由拖拽飛行的風(fēng)洞試驗(yàn),用于研究后機(jī)尾流碰撞風(fēng)險(xiǎn),試驗(yàn)示意圖如圖2所示。Brandon等根據(jù)遭遇高強(qiáng)度尾流時(shí)所引起的滾轉(zhuǎn)角度、滾轉(zhuǎn)角速度、側(cè)向速度、渦激滾轉(zhuǎn)角加速度之間的映射關(guān)系,成功地量化了飛機(jī)模型在不同強(qiáng)度下進(jìn)入渦流場(chǎng)的影響,并指出對(duì)后續(xù)飛機(jī)而言,在垂直方向上穿越高強(qiáng)度尾流以及在側(cè)向方向穿越低強(qiáng)度尾流時(shí),飛機(jī)的正常姿態(tài)最難以保持。我國(guó)學(xué)者劉志勇、陶洋等[46]針對(duì)尾流碰撞及飛機(jī)編隊(duì)飛行也做了類似的研究。其利用風(fēng)洞編隊(duì)飛行試驗(yàn)技術(shù),對(duì)后機(jī)不同編隊(duì)位置的氣動(dòng)變化情況以及尾流影響進(jìn)行定量化觀測(cè),指出前機(jī)翼尖渦靠近后機(jī)翼面時(shí),后機(jī)氣動(dòng)性能發(fā)生明顯變化,而側(cè)向間距決定了氣動(dòng)性能改善的程度；當(dāng)前機(jī)右側(cè)翼尖渦靠近后機(jī)左側(cè)翼尖時(shí),后機(jī)可獲得最大升阻比,同時(shí)抬頭力矩和正滾轉(zhuǎn)力矩增大。

圖2 自由飛行試驗(yàn)技術(shù)示意圖Fig.2 Sketch of free-flight test technique

尾流的風(fēng)洞觀測(cè)試驗(yàn),作為研究飛機(jī)尾流的有效工具,能夠在一定程度上提供尾流產(chǎn)生以及尾流在近區(qū)、擴(kuò)展近區(qū)內(nèi)發(fā)展演變的相關(guān)信息,同時(shí)也能夠較好地驗(yàn)證加速尾流耗散方式的可行性。然而,尾流的風(fēng)洞試驗(yàn)觀測(cè)還存在以下幾方面的不足:首先,現(xiàn)有的風(fēng)洞試驗(yàn)大多從加裝擾流裝置的角度出發(fā)研究加速尾渦耗散,而針對(duì)不同擾流裝置與不同環(huán)境因素(如不同陸面結(jié)構(gòu)等)聯(lián)合影響下的尾渦耗散研究尚且不足；其次,風(fēng)洞試驗(yàn)方式不適用于尾流中區(qū)及遠(yuǎn)區(qū)演化過(guò)程的研究,因?yàn)槭艿阶陨碓囼?yàn)段長(zhǎng)度的限制及洞壁的干擾,試驗(yàn)過(guò)程不能無(wú)限的延長(zhǎng),使得尾流在風(fēng)洞試驗(yàn)段中不能充分的演化發(fā)展；再次,風(fēng)洞試驗(yàn)中的大氣環(huán)境和真實(shí)的大氣環(huán)境,還存在著一定差異,其觀測(cè)數(shù)據(jù)還有待與真實(shí)大氣環(huán)境下的觀測(cè)結(jié)果進(jìn)行進(jìn)一步的對(duì)比驗(yàn)證。

1.2 尾流的拖曳水池試驗(yàn)觀測(cè)

為了解決尾流的風(fēng)洞試驗(yàn)在尾流的中區(qū)演化觀測(cè)方面的不足,John[47]提出了尾流的拖曳水池試驗(yàn)觀測(cè)方法。其主要設(shè)計(jì)思路是在拖曳水池中,將機(jī)翼的縮比模型固定在拖車下探牽引桿上,利用專業(yè)的拍攝設(shè)備,記錄拖車拖動(dòng)時(shí)機(jī)翼在拖曳水池中所引起的擾動(dòng),從而觀測(cè)尾流的耗散情況。在實(shí)際應(yīng)用中,根據(jù)對(duì)尾流可視化手段的不同,尾流的拖曳水池試驗(yàn)可以分為以下幾種類型。

第一種類型是借助電化學(xué)活性染料在拖曳水池中的電解效應(yīng),進(jìn)行尾流的垂向流動(dòng)可視化研究。當(dāng)拖車拖動(dòng)機(jī)翼模型運(yùn)動(dòng)時(shí),加注在水池中的中性浮力染料與金屬機(jī)翼表面發(fā)生電化學(xué)反應(yīng),并在機(jī)翼后緣凝結(jié)、脫落形成尾流軌跡,通過(guò)鈉蒸汽燈的照射以及固定在水池側(cè)壁上的相機(jī)以等時(shí)間間隔對(duì)該尾流軌跡進(jìn)行拍攝,進(jìn)而記錄下機(jī)翼尾流在水池中的運(yùn)動(dòng)情況。利用此種觀測(cè)方式得到的尾流演變圖像,可以用來(lái)估計(jì)尾流的下降速度及耗散過(guò)程,也可以通過(guò)圖像中所顯示的尾流軌跡擴(kuò)散速度來(lái)研究飛機(jī)尾流的不穩(wěn)定性機(jī)制等。最早使用此種方式觀測(cè)尾流演化是在20世紀(jì)70年代初,John等[47]用于觀測(cè)渦核附近軸向流動(dòng)的不穩(wěn)定性及尾流間的相互作用關(guān)系,雖然試驗(yàn)中的測(cè)試?yán)字Z數(shù)(104)遠(yuǎn)低于與真實(shí)雷諾數(shù)(107),但試驗(yàn)結(jié)果與飛行測(cè)試數(shù)據(jù)較為相似。John等依托此試驗(yàn)發(fā)現(xiàn),尾流劇烈的擴(kuò)散過(guò)程是由其固有的不穩(wěn)定機(jī)制所造成的而非粘性衰減的結(jié)果,這與Eliason[40]及Brian[41]在風(fēng)洞試驗(yàn)中的結(jié)果比較一致。但受到試驗(yàn)條件的限制,在該試驗(yàn)中沒(méi)有觀測(cè)到影響軸向不穩(wěn)定性增長(zhǎng)速度的速度曲線以及飛行速度與尾渦特征雷諾數(shù)之間的關(guān)系。

圖3 實(shí)驗(yàn)設(shè)置原理Fig.3 Schematic of the experimental setup

第二種類型是通過(guò)粒子圖像測(cè)速技術(shù)(PIV,Particle Image Velocimetry)對(duì)尾流進(jìn)行可視化研究,示意圖如圖3所示。拖曳水池中均勻布撒的示蹤粒子在飛機(jī)尾流的擾動(dòng)下,運(yùn)動(dòng)軌跡發(fā)生改變,通過(guò)脈沖激光片光源的照射,固定在水池側(cè)壁上的相機(jī)對(duì)示蹤粒子進(jìn)行多次曝光,并將目標(biāo)粒子的運(yùn)動(dòng)情況記錄在底片圖像上,通過(guò)分析圖像進(jìn)而得到尾流的發(fā)展演變過(guò)程。該項(xiàng)技術(shù)手段被認(rèn)為是對(duì)尾流拖曳水池試驗(yàn)的探索性改進(jìn),最早是由Scarano等[48]引入。結(jié)合自適應(yīng)分辨率(AR,Adaptive Resolution)圖像處理技術(shù),Scarano有效地將典型的近場(chǎng)尾流觀測(cè)擴(kuò)展到了中區(qū)范圍,并論證了拖曳水池綜合PIV診斷技術(shù)在中區(qū)尾流觀測(cè)試驗(yàn)中的可行性。在觀測(cè)試驗(yàn)中,Scarano還發(fā)現(xiàn),在機(jī)身后約130倍翼展處的中區(qū)范圍內(nèi),渦核直徑約為1%～3%b(b為機(jī)翼翼展長(zhǎng)度),這與理論模型如L-O model[4]等所描述的0.8%～1.7%b存在一定的差異,客觀上說(shuō)明了傳統(tǒng)的理論模型不太適用于描述尾流在中遠(yuǎn)區(qū)的耗散過(guò)程。利用該技術(shù),我國(guó)學(xué)者鮑鋒等[49]深入研究了Rayleigh-Ludweig不穩(wěn)定性對(duì)尾流系統(tǒng)加速耗散的作用,研究表明通過(guò)在機(jī)翼上添加適當(dāng)?shù)臄_流片產(chǎn)生反向小渦,可以誘發(fā)主渦系統(tǒng)的不穩(wěn)定性,從而加速尾流的耗散。鮑峰等[50]的進(jìn)一步拖曳水池試驗(yàn)研究發(fā)現(xiàn),通過(guò)適當(dāng)?shù)貎?yōu)化航空器的整體氣動(dòng)布局(如機(jī)翼與尾翼的尺寸比例、機(jī)翼上安裝反向渦流發(fā)生器等),能夠有效促進(jìn)尾流的耗散。朱睿等[51]通過(guò)拖曳水池試驗(yàn),定量地研究了新概念襟翼布局對(duì)翼尖渦發(fā)展的影響。通過(guò)總結(jié)研究可以發(fā)現(xiàn),基于PIV的拖曳水池試驗(yàn)比較適合觀測(cè)尾流脫落及進(jìn)一步的演化過(guò)程,且依據(jù)試驗(yàn)中所獲取的粒子運(yùn)動(dòng)圖像,可以得到尾流卷起、合并、耗散及沉降等方面的信息,然而受到試驗(yàn)過(guò)程中設(shè)備安放位置的限制,使得觀測(cè)的結(jié)果與真實(shí)值之間還存在著一定的差異。

第三種類型是對(duì)PIV技術(shù)的改進(jìn),即引入立體圖像測(cè)速技術(shù)(SPIV,Stereoscopic Particle Image Velocimetry)研究尾流耗散行為。該方法是Veldhuis等[52]為了消除PIV技術(shù)的離軸觀測(cè)視角誤差而引入的一種技術(shù)手段。它與PIV技術(shù)不同之處在于采用兩臺(tái)CCD相機(jī)離軸布置,對(duì)脈沖激光片光照亮的同一觀測(cè)區(qū)進(jìn)行粒子圖像采集,然后通過(guò)對(duì)所采得的粒子圖像進(jìn)行互相關(guān)等一系列計(jì)算,最終得到該觀測(cè)區(qū)域粒子空間的位移信息[31]。Veldhuis借助該技術(shù)手段對(duì)噴流與襟翼模型產(chǎn)生的雙渦系統(tǒng)進(jìn)行了重復(fù)性觀測(cè),提出了一種新的雙高斯尾流模型,以用于描述尾流在中區(qū)的耗散問(wèn)題。Veldhuis還通過(guò)研究發(fā)現(xiàn)尾流最終速度分布的形式取決于翼尖渦與襟翼渦的合并過(guò)程,而這一過(guò)程反過(guò)來(lái)又直接受端部和襟翼端渦的渦量強(qiáng)度比和噴流作用的影響。Gregorio[53]等隨后對(duì)此進(jìn)行了深入討論,發(fā)現(xiàn)該試驗(yàn)中所觀測(cè)到的襟翼渦與翼尖渦之間確實(shí)存在相互作用,且翼尖渦圍繞著襟翼渦沿螺旋軌跡運(yùn)動(dòng),終在機(jī)翼后約9～10倍翼展處完成合并,這一結(jié)果和Breitsamter[40]的風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果相吻合。Gregorio的研究還發(fā)現(xiàn),除了發(fā)動(dòng)機(jī)噴流外,水平尾翼產(chǎn)生的反向翼尖渦也對(duì)主渦產(chǎn)生了擾動(dòng)作用,致使尾流的下洗速度減弱。我國(guó)學(xué)者申功炘等[31]對(duì)此進(jìn)行了詳細(xì)的論證。通過(guò)對(duì)比不同尾翼參數(shù)(有無(wú)迎角及展弦比)下的拖曳水池試驗(yàn)結(jié)果,申功爍等指出,在無(wú)尾翼或尾翼迎角及展弦比較小時(shí),尾翼渦會(huì)提前發(fā)生破裂且不會(huì)對(duì)主渦產(chǎn)生擾動(dòng)作用,主渦會(huì)維持到約100倍翼展處由于固有不穩(wěn)定(CROW不穩(wěn)定性)出現(xiàn)破裂；而在尾翼迎角及展弦比較大時(shí),尾翼渦會(huì)在約25倍翼展處發(fā)生變形且開(kāi)始纏繞翼尖渦,同時(shí)促使翼尖渦停止進(jìn)一步下洗；在35倍翼展處,尾翼渦會(huì)觸發(fā)Rayleigh-Ludweig不穩(wěn)定性,最終破壞整個(gè)尾流系統(tǒng)。此后,申功炘等[54]還將發(fā)動(dòng)機(jī)噴流引入到該系統(tǒng)中,共同觀測(cè)噴流及尾翼構(gòu)型對(duì)不同尾流渦系統(tǒng)的影響,并總結(jié)得到噴流對(duì)于翼尖渦優(yōu)化作用的關(guān)鍵在于引入時(shí)機(jī)而不是噴流強(qiáng)度。

同風(fēng)洞觀測(cè)試驗(yàn)相比較,在尾流的拖曳水池觀測(cè)試驗(yàn)中,所得到的尾流產(chǎn)生及脫落的信息相對(duì)較少,但其獲得的圖像質(zhì)量較高,通過(guò)進(jìn)一步的數(shù)據(jù)分析,可以有效地獲取尾流在中區(qū)范圍內(nèi)運(yùn)動(dòng)特征、耗散特性及路徑等信息。更重要的是,尾流的拖曳水池試驗(yàn),對(duì)尾流合并、耗散及下沉運(yùn)動(dòng)等過(guò)程的觀測(cè),具有較好的即時(shí)性和全局性,因此是尾流風(fēng)洞試驗(yàn)觀測(cè)較好的補(bǔ)充。

2 尾流的現(xiàn)場(chǎng)觀測(cè)

尾流的風(fēng)洞試驗(yàn)觀測(cè)和拖曳水池試驗(yàn)觀測(cè)主要是從分離影響因子的角度出發(fā),對(duì)飛機(jī)尾流進(jìn)行重復(fù)性觀測(cè),從而研究尾流耗散的過(guò)程以及單一影響因素對(duì)尾流演化的影響。但受到風(fēng)洞洞壁尺寸、測(cè)試段長(zhǎng)度及水池深度等客觀設(shè)備條件的限制,在尾流的實(shí)驗(yàn)室觀測(cè)中,僅能對(duì)尾流近區(qū)、擴(kuò)展近區(qū)、中區(qū)等范圍進(jìn)行觀測(cè)和研究,尚不能對(duì)尾流遠(yuǎn)區(qū)大范圍和長(zhǎng)時(shí)間內(nèi)的耗散行為進(jìn)行觀測(cè),因而無(wú)法描述較大范圍內(nèi)尾流耗散的整體性行為。此外,由于其理想的試驗(yàn)環(huán)境同真實(shí)的大氣背景場(chǎng)之間存在較大的差異,飛機(jī)的模型同真實(shí)的飛機(jī)也存在較大的差異,使得實(shí)驗(yàn)室觀測(cè)的結(jié)果需要尾流現(xiàn)場(chǎng)觀測(cè)試驗(yàn)的進(jìn)一步驗(yàn)證。

激光雷達(dá)觀測(cè)是尾流現(xiàn)場(chǎng)觀測(cè)的主要手段和方法,其觀測(cè)原理如圖4所示。當(dāng)尾流形成后,受其自身固有不穩(wěn)定性以及大氣背景場(chǎng)的影響,使其在大氣環(huán)境中迅速發(fā)生演變,此時(shí)渦核周圍的切向速度也會(huì)發(fā)生顯著變化,借助激光雷達(dá)設(shè)備獲取該處氣溶膠粒子的后向散射信號(hào),并通過(guò)頻譜分析、數(shù)據(jù)反演,將所獲得的徑向速度轉(zhuǎn)化成尾流的渦環(huán)量和切向速度等特征信息,從而實(shí)現(xiàn)對(duì)尾流的有效觀測(cè)。

早期常用的激光雷達(dá)類型為連續(xù)波激光雷達(dá)(CW Laser Radar,Continuous-Wave Laser Radar),主要安放在機(jī)場(chǎng)跑道的側(cè)向區(qū)域,用于觀測(cè)跑道固定段處的尾流徑向速度的變化情況,比較有代表性的是Hallock[55]等在希斯羅機(jī)場(chǎng)開(kāi)展的尾流現(xiàn)場(chǎng)觀測(cè)。Hallock[55]等通過(guò)觀測(cè)發(fā)現(xiàn)尾流渦核通常能夠保持較為穩(wěn)定的運(yùn)動(dòng)狀態(tài),而渦旋的外部以及總渦環(huán)量則受湍流的影響不斷衰減。Hallock[55]等在觀測(cè)中還發(fā)現(xiàn)現(xiàn)役機(jī)型所產(chǎn)生的尾流渦核耗散與發(fā)動(dòng)機(jī)噴流并無(wú)相關(guān)性的結(jié)論。不過(guò)受到連續(xù)波激光雷達(dá)的性能限制,觀測(cè)距離僅能達(dá)到幾百米,這很容易出現(xiàn)捕捉不到尾流運(yùn)動(dòng)或尾流定位不準(zhǔn)等問(wèn)題。

圖4 基于激光雷達(dá)的機(jī)場(chǎng)飛機(jī)尾渦探測(cè)原理Fig.4 Schematic diagram of airport air craft wake vortex detection principle based on lidar

為了進(jìn)一步提高連續(xù)波激光雷達(dá)的尾流觀測(cè)精度,通過(guò)對(duì)比風(fēng)洞試驗(yàn)與單一激光雷達(dá)的觀測(cè)結(jié)果,Michael[56]等提出通過(guò)定點(diǎn)“釋放”煙霧方式來(lái)提高激光雷達(dá)對(duì)飛機(jī)尾流定位的準(zhǔn)確性。此后,Friedrich[57]等采用三部連續(xù)波激光雷達(dá)進(jìn)行三角化測(cè)量的方式用于提高激光雷達(dá)對(duì)渦核跟蹤的信號(hào)水平。通過(guò)測(cè)試發(fā)現(xiàn),該方法能夠較為準(zhǔn)確地捕捉、定位渦核運(yùn)動(dòng)軌跡,并將連續(xù)波激光雷達(dá)的觀測(cè)精度提高3倍甚至更多,明顯的降低了采用單部激光雷達(dá)的觀測(cè)試驗(yàn)中所存在的不確定性。通過(guò)該項(xiàng)觀測(cè),Friedrich[57]等還總結(jié)出,影響渦核間距增大的原因除尾流之間的相互作用外,更多的是大氣環(huán)境對(duì)尾流作用的結(jié)果,以及受到大氣環(huán)境中風(fēng)切變的影響,尾流渦核的下沉率還會(huì)呈現(xiàn)非均勻態(tài)勢(shì)等結(jié)論。

21世紀(jì)初,隨著性能和穩(wěn)定性更優(yōu)的脈沖激光雷達(dá)(其觀測(cè)結(jié)果如圖5所示)、商用測(cè)風(fēng)雷達(dá)SODAR、X波段雷達(dá)等測(cè)量?jī)x器的出現(xiàn),使得對(duì)飛機(jī)尾流觀測(cè)環(huán)境的適應(yīng)性、觀測(cè)精度和準(zhǔn)確度得到了進(jìn)一步的提升。在國(guó)外,Friedrich[58]等首次驗(yàn)證了2 μm脈沖多普勒雷達(dá)遠(yuǎn)距離(覆蓋范圍大于1千米)探測(cè)飛機(jī)尾流的可行性,并提出了依據(jù)雷達(dá)觀測(cè)結(jié)果反演尾流環(huán)量的四階數(shù)據(jù)處理算法。Stephen M[59]等采用商業(yè)測(cè)風(fēng)雷達(dá)SODAR(SOnic Detection And Ranging)對(duì)尾流進(jìn)行跟蹤與觀測(cè),驗(yàn)證了SODAR用于尾流探測(cè)的可行性。依托X波段雷達(dá)設(shè)備,F.Barbaresco[60-62]等對(duì)復(fù)雜天氣(如潮濕、干旱天氣等)條件下的尾流演變開(kāi)展了一系列觀測(cè)試驗(yàn)。通過(guò)對(duì)比尾流在無(wú)雨與有雨條件下的雷達(dá)特征信號(hào)強(qiáng)度,Barbaresco指出X波段雷達(dá)較相對(duì)于激光雷達(dá)而言,在雨霧等極端天氣條件下對(duì)尾流的探測(cè)具有更好的靈敏度,并由此提出在尾流探測(cè)方面可利用X波段雷達(dá)對(duì)激光雷達(dá)進(jìn)行互補(bǔ)觀測(cè),進(jìn)而研發(fā)尾流動(dòng)態(tài)間隔驗(yàn)證系統(tǒng)。

圖5 脈沖激光雷達(dá)尾渦觀測(cè)結(jié)果Fig.5 Observation results of wake vortex by pulse laser radar

我國(guó)學(xué)者也基于類似設(shè)備進(jìn)行了大量的研究觀測(cè)工作。胡以華等[32,63-65]提出并驗(yàn)證了1.5μm脈沖相干多普勒激光雷達(dá)在尾流觀測(cè)試驗(yàn)中的可行性,并進(jìn)一步提出了基于多普勒譜特征的尾流鑒別算法,依據(jù)該算法,可有效地提高尾流的觀測(cè)精度。周鼎富[66]、吳松華[67-68]等分別利用其自主研發(fā)的激光雷達(dá)設(shè)備對(duì)大型機(jī)場(chǎng)飛機(jī)尾流、風(fēng)切變等進(jìn)行系統(tǒng)性觀測(cè)。此外,國(guó)防科技大學(xué)的王雪松、李建兵、王濤[69-77]等針對(duì)特殊天氣下的尾流觀測(cè)進(jìn)行了深入研究,總結(jié)出典型毫米波雷達(dá)空間分辨率及觀測(cè)視角下云霧中尾流的多普勒特性,提出了一種云霧及降雨條件下中尾流雷達(dá)多普勒特性模擬方法。

依托先進(jìn)的激光雷達(dá)、微波雷達(dá)等觀測(cè)設(shè)備,研究人員可以完成真實(shí)大氣背景下,對(duì)飛機(jī)尾流演化過(guò)程的觀測(cè)與數(shù)據(jù)反演工作,并依此結(jié)果,開(kāi)展對(duì)大氣環(huán)境與飛機(jī)尾流間相關(guān)作用關(guān)系的深入討論。然而出于提高尾流觀測(cè)精度,豐富樣本多樣性,細(xì)化尾流間隔標(biāo)準(zhǔn)的目的,在現(xiàn)有的觀測(cè)試驗(yàn)中,還需對(duì)以下幾個(gè)方面進(jìn)行考慮:

首先是選取有代表性的機(jī)場(chǎng)進(jìn)行飛機(jī)尾流的現(xiàn)場(chǎng)觀測(cè)。不同的機(jī)型在不同的飛行階段所產(chǎn)生的尾流強(qiáng)度以及留存時(shí)間不同,因此選擇空域流量較大、起降機(jī)型較為豐富、尾流影響較為頻繁的機(jī)場(chǎng)(如希思羅機(jī)場(chǎng)、奧利機(jī)場(chǎng)等),進(jìn)行飛機(jī)尾流的現(xiàn)場(chǎng)觀測(cè)有利于保障觀測(cè)數(shù)據(jù)的多樣性,對(duì)于研究飛機(jī)尾流的演化耗散行為具有一定的促進(jìn)性作用。

其次是合理的部署尾流觀測(cè)設(shè)備。尾流從飛機(jī)后緣脫落后會(huì)沿垂向及周向傳播,在滿足機(jī)場(chǎng)凈空安全的前提下,靠近其傳播路徑上布點(diǎn)觀測(cè)是最直接和有效地方法。因?yàn)樵搮^(qū)域段內(nèi)的尾流能量較大,雷達(dá)回波反射信號(hào)較強(qiáng),且能夠較為完整的觀測(cè)到該點(diǎn)所屬切面內(nèi)尾流的演化過(guò)程,因而比較有利于雷達(dá)觀測(cè)到尾流信息。此外,對(duì)此區(qū)域段內(nèi)的多個(gè)切面同時(shí)進(jìn)行觀測(cè),有助于從脫落點(diǎn)開(kāi)始捕捉尾流的存在,實(shí)現(xiàn)一次尾流發(fā)展、演化、耗散等過(guò)程的完整觀測(cè)。

最后是觀測(cè)時(shí)段的氣象條件與觀測(cè)周期的選取。在尾流的現(xiàn)場(chǎng)觀測(cè)試驗(yàn)中,大氣環(huán)境是影響尾流回波信號(hào)質(zhì)量的重要因素,過(guò)大的風(fēng)速不僅會(huì)破壞飛機(jī)尾流內(nèi)部結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定性,使得其回波強(qiáng)度較弱,還會(huì)導(dǎo)致回波噪聲增強(qiáng),從而影響對(duì)尾流觀測(cè)的準(zhǔn)確性。因此,為了更加全面、精準(zhǔn)的獲取飛機(jī)尾流在真實(shí)環(huán)境中的演化過(guò)程,在觀測(cè)研究初期,應(yīng)首先選取午后接近傍晚大氣環(huán)境相對(duì)穩(wěn)定,風(fēng)力較小,空氣質(zhì)量較好的時(shí)間段進(jìn)行,獲取較為理想的觀測(cè)結(jié)果,且觀測(cè)周期至少為一個(gè)月甚至更長(zhǎng),確保獲取的觀測(cè)數(shù)據(jù)中包含多個(gè)特征機(jī)型的尾流變化情況。此后,應(yīng)結(jié)合不同種類雷達(dá)針對(duì)不同氣象條件下的飛機(jī)尾流演化過(guò)程進(jìn)行細(xì)致觀測(cè),為研究復(fù)雜氣象條件下的飛機(jī)尾流耗散過(guò)程及建立尾流動(dòng)態(tài)間隔標(biāo)準(zhǔn)奠定基礎(chǔ)。

總體上講,選用激光雷達(dá)、微波雷達(dá)等觀測(cè)設(shè)備進(jìn)行飛機(jī)尾流現(xiàn)場(chǎng)觀測(cè)是研究真實(shí)大氣背景條件下,尾流演化耗散過(guò)程的主要方法。相比實(shí)驗(yàn)室觀測(cè)而言,現(xiàn)場(chǎng)觀測(cè)試驗(yàn)在對(duì)尾流卷起、脫落、合并等方面的觀測(cè)存在不足,但其獲得的尾流在中遠(yuǎn)區(qū)范圍內(nèi)的演化過(guò)程較為完整,且通過(guò)對(duì)尾流回波數(shù)據(jù)的分析,可以有效地獲取真實(shí)環(huán)境下,尾流的在中遠(yuǎn)區(qū)的演化行為,以及與大氣作用的結(jié)果,具備較好的直觀性與整體性。因此尾流的現(xiàn)場(chǎng)觀測(cè)試驗(yàn)已成為飛機(jī)尾流研究的重要方法之一。

3 結(jié) 論

尾流的風(fēng)洞試驗(yàn)觀測(cè)、拖曳水池試驗(yàn)觀測(cè)、現(xiàn)場(chǎng)試驗(yàn)觀測(cè),均取得了較好的研究成果:初步獲取了典型機(jī)翼結(jié)構(gòu)、升力配置在良好氣象條件下尾流演化的基本特征,建立起了關(guān)于尾流結(jié)構(gòu)不穩(wěn)定性的理論基礎(chǔ),以及尾流加速耗散的理論和方法。這些觀測(cè)結(jié)果,也為推進(jìn)尾流標(biāo)準(zhǔn)重新分類(Re-categorization,RECAT),縮短尾流間隔,提高機(jī)場(chǎng)運(yùn)行效率奠定了基礎(chǔ)[78]。然而,當(dāng)前的尾流實(shí)驗(yàn)室研究還主要局限于單一邊界條件的尾流觀測(cè)研究,尾流的現(xiàn)場(chǎng)觀測(cè)研究也主要局限于大氣擾動(dòng)相對(duì)較小的試驗(yàn)條件。尾流與大氣環(huán)境相互作用的結(jié)果較為多變,較少的復(fù)雜大氣背景場(chǎng)下觀測(cè)數(shù)據(jù)難以揭示尾流的耗散規(guī)律,且由于缺少?gòu)?fù)雜邊界條件下的長(zhǎng)期觀測(cè)資料的支持,致使對(duì)尾流的數(shù)值模擬與分析也難以深入地進(jìn)行。為了更好地研究尾流發(fā)展演變的詳細(xì)過(guò)程,推動(dòng)動(dòng)態(tài)尾流間隔系統(tǒng)的建立,在尾流的觀測(cè)方面,還有幾點(diǎn)需要加強(qiáng):

1)豐富飛機(jī)尾流現(xiàn)場(chǎng)觀測(cè)手段,加強(qiáng)對(duì)不同氣象條件下,飛機(jī)尾流演化耗散行為的觀測(cè)與研究。在以往的飛機(jī)尾流現(xiàn)場(chǎng)觀測(cè)試驗(yàn)中,主要是依托激光雷達(dá)設(shè)備,對(duì)晴空條件下的飛機(jī)尾流演化過(guò)程進(jìn)行觀測(cè),而針對(duì)雨、霧等特殊氣象條件下尾流耗散行為的觀測(cè)還相對(duì)較少,這使得在建立現(xiàn)有的飛機(jī)尾流間隔時(shí),未能體現(xiàn)不同氣象影響下飛機(jī)尾流耗散速率不同的特點(diǎn),導(dǎo)致間隔標(biāo)準(zhǔn)建立過(guò)于保守。近年來(lái),隨著微波雷達(dá)設(shè)備在雨、霧條件下的尾流觀測(cè)能力被進(jìn)一步驗(yàn)證,選用激光雷達(dá)與微波雷達(dá)進(jìn)行聯(lián)合觀測(cè),有利于在提高特殊氣象條件下尾流現(xiàn)場(chǎng)觀測(cè)能力,進(jìn)而豐富現(xiàn)場(chǎng)觀測(cè)數(shù)據(jù)多樣性,為日后開(kāi)發(fā)適用于我國(guó)民用運(yùn)輸機(jī)場(chǎng)的動(dòng)態(tài)尾流間隔系統(tǒng)奠定基礎(chǔ)。

2)結(jié)合多種尾流觀測(cè)試驗(yàn)方法,加強(qiáng)對(duì)特殊機(jī)場(chǎng)飛機(jī)尾流演化行為的觀測(cè)研究。在我國(guó)境內(nèi)存有多個(gè)特殊機(jī)場(chǎng),如昆明長(zhǎng)水國(guó)際機(jī)場(chǎng)(高原機(jī)場(chǎng))、大連周水子國(guó)際機(jī)場(chǎng)(常年受大側(cè)風(fēng)影響,且機(jī)場(chǎng)位于市中心,進(jìn)近著陸過(guò)程需飛躍海面與居民區(qū))、香港國(guó)際機(jī)場(chǎng)(海上機(jī)場(chǎng))等,由于其復(fù)雜的地理環(huán)境與大氣環(huán)境,使得該類機(jī)場(chǎng)內(nèi)飛機(jī)尾流演化過(guò)程較為多變。而現(xiàn)有的尾流觀測(cè)手段針對(duì)上述機(jī)場(chǎng)環(huán)境中的飛機(jī)尾流耗散行為觀測(cè)還存在不足,如自由拖拽風(fēng)洞試驗(yàn)中,僅研究理想陸面條件下后機(jī)進(jìn)入前機(jī)尾流不同區(qū)域時(shí)的影響,未能給出不同近地面情況下后機(jī)進(jìn)入前機(jī)尾流不同區(qū)域時(shí)的復(fù)合影響；以激光雷達(dá)的RHI模式進(jìn)行尾流現(xiàn)場(chǎng)觀測(cè)試驗(yàn)時(shí),觀測(cè)切面的選取未能考慮近地面的情況,導(dǎo)致現(xiàn)場(chǎng)觀測(cè)所得到的飛機(jī)尾渦與近地面作用數(shù)據(jù)結(jié)果不具備代表性等。總結(jié)以上不足,有必要進(jìn)一步改進(jìn)實(shí)驗(yàn)室觀測(cè)及現(xiàn)場(chǎng)觀測(cè)手段,對(duì)特殊機(jī)場(chǎng)的飛機(jī)尾流系統(tǒng)開(kāi)展有針對(duì)性的觀測(cè)工作。通過(guò)如在風(fēng)洞或拖曳水池環(huán)境中,加裝特殊地面,用于模仿特殊機(jī)場(chǎng)環(huán)境近地面情況；在特殊機(jī)場(chǎng)的尾流現(xiàn)場(chǎng)觀測(cè)試驗(yàn)中,選取多個(gè)有代表性的切面同時(shí)觀測(cè)等的方式,對(duì)飛機(jī)尾流演化耗散行為進(jìn)行系統(tǒng)性的觀測(cè),從而更加準(zhǔn)確的揭示特殊機(jī)場(chǎng)環(huán)境下,飛機(jī)尾流演化耗散過(guò)程,為縮短特殊機(jī)場(chǎng)的飛行間隔,建立針對(duì)特殊機(jī)場(chǎng)的尾流間隔標(biāo)準(zhǔn)提供觀測(cè)數(shù)據(jù)支持。

3)基于歷史及實(shí)時(shí)的飛機(jī)尾流觀測(cè)資料,建立飛機(jī)尾流危害數(shù)據(jù)庫(kù)。近年來(lái),隨著觀測(cè)手段的不斷發(fā)展,學(xué)者們針對(duì)飛機(jī)尾流演化耗散過(guò)程開(kāi)展了一系列的觀測(cè)試驗(yàn),獲取了較為詳細(xì)的尾流觀測(cè)數(shù)據(jù)。然而,這些觀測(cè)結(jié)果中所包含的數(shù)據(jù)量較大,且數(shù)據(jù)格式并不統(tǒng)一,導(dǎo)致尾流觀測(cè)數(shù)據(jù)所展示的結(jié)果同一線管制部門的實(shí)際業(yè)務(wù)需求存在一定的差距。例如,一線管制部門目前尚無(wú)法直接依據(jù)觀測(cè)結(jié)果,確定尾流危險(xiǎn)區(qū)范圍,進(jìn)而實(shí)時(shí)調(diào)配前后機(jī)間的安全間隔等。因此,為了更加直觀清晰地表述飛機(jī)尾流對(duì)后續(xù)飛機(jī)的影響,確立不同條件下尾流危險(xiǎn)區(qū)范圍,需對(duì)尾流觀測(cè)試驗(yàn)中,連續(xù)性、可識(shí)別性及精度較好的尾流數(shù)據(jù)資料進(jìn)行分析整理,統(tǒng)一數(shù)據(jù)格式,建立尾流危害數(shù)據(jù)庫(kù)及實(shí)時(shí)觀測(cè)可視化界面,并與空管系統(tǒng)進(jìn)行對(duì)接,使得管制部門能夠快速識(shí)別尾流風(fēng)險(xiǎn)區(qū)域,并依據(jù)尾流風(fēng)險(xiǎn)區(qū)域的范圍動(dòng)態(tài)管控飛機(jī)進(jìn)離場(chǎng)及起降間隔,進(jìn)而提升機(jī)場(chǎng)空域利用率。