飛機尾流觀測研究進展

潘衛(wèi)軍欒 天康賢彪張慶宇任 杰張 強

(1.中國民用航空飛行學院 空中交通管理學院,廣漢 618307；2.四川航空股份有限公司 運行風險控制中心,成都 610202)

0 引 言

飛機尾流作為飛機升力的副產物,具有強烈、穩(wěn)定、空間尺度大等特點[1-2]。在巡航、進近等階段,由于其留存時間較長,當后機進入前機的尾流區(qū)域時,其強烈的渦旋結構所誘導產生的滾轉力矩會致使后機機身出現(xiàn)抖動、下沉、改變飛行狀態(tài)等現(xiàn)象,從而導致飛行事故的發(fā)生[3-5]。例如,20世紀60年代末期,一架F-104在遭遇前機右翼尖端產生的增強性尾流后,突然發(fā)生翻轉,導致其與前機發(fā)生相撞,造成雙機墜毀,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]。為了減少前機尾流對后機可能造成的安全隱患,早在20世紀70年代初,國際民航組織(ICAO,International Civil Aviation Organization)專門制定了飛機尾流間隔標準[7-9](詳見表1),以保障進離場航空器的運行安全。此標準針對不同的飛機最大起飛重量,通過采用固定的前后機飛行距離間隔或固定的前后機飛行時間間隔的方式,來減少后續(xù)飛機遭遇尾流的事件發(fā)生,從而消除尾流所帶來的潛在安全隱患。該標準啟動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尾流引起的航空安全事故的發(fā)生。但隨著航空交通運輸量的迅猛增長,ICAO所制定的安全間隔標準顯得過于保守,如若嚴格執(zhí)行將嚴重限制機場跑道的通行能力,極大地影響機場的運行效率,制約航空運輸業(yè)的發(fā)展[10-16]。

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

為了制定更為合理的進離場航空器間隔標準,有效提高機場實際容量和空中交通的運行效率,眾多學者從現(xiàn)場觀測[17-21]和實驗室觀測[22-27]的角度,重新開始對飛機尾流開展系統(tǒng)性的研究,探尋尾流產生的物理機制,追蹤尾流在大氣中的發(fā)展、演變和耗散的具體物理過程。在國外,Crow[28]等早在1970年就首先通過風洞試驗設備,研究了一對柱渦在擴展近場至中遠場范圍內的運動穩(wěn)定性,并依據其演化過程提出了著名的CROW不穩(wěn)定機制。此后,眾多學者在此基礎之上,針對尾流的耗散機理與加速尾流耗散等問題開展了更加深入的研究。我國學者楊可[29]、孫承宏[30]等分別針對組合小翼及加裝翼尖帆觸發(fā)尾流不穩(wěn)定機制等問題進行了風洞試驗探究,強調通過改變翼尖構型能夠有效地觸發(fā)尾流的不穩(wěn)定機制,加速尾流耗散。黃爍橋、申功炘等[31]在拖曳水池觀測試驗中探究了發(fā)動機噴流對尾流耗散的影響,發(fā)現(xiàn)在適當的條件下,飛機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的結果,驗證了激光雷達探測尾流方法的可行性。

為了促進尾流觀測技術在中國的進一步發(fā)展和提高,有必要對迄今為止飛機尾流觀測的主要方法、手段和未來的發(fā)展方向做一個系統(tǒng)的總結,亦希望借此引起國內飛機尾流觀測研究領域同行的關注和討論。

1 尾流的實驗室觀測

尾流在大氣中的耗散受到大氣湍流度、溫度、大氣壓強等多種因素的影響[33-36]。因此,觀測尾流耗散過程的有效方法,是選取重復性的氣象條件及飛機位置,通過系統(tǒng)性的觀測和分析尾流渦環(huán)量、渦核半徑、擴散距離等尾流耗散特征參數的發(fā)展演變[9,37-39],來研究尾流耗散的具體過程。然而,在實際觀測試驗中很難保證每次試驗的條件完全相同。因此,為了簡化觀測條件,實現(xiàn)可重復性目的,更多的是采用實驗室觀測方法進行飛機尾流的觀測研究。實驗室觀測最常用的是風洞試驗觀測及拖曳水池試驗觀測這兩種方式。

1.1 尾流的風洞試驗觀測

風洞設備是空氣動力試驗研究中較為常用的工具之一,同時也是研究機體或機翼周圍流場分布情況以及飛機氣動結構優(yōu)化的有效工具(如圖1所示)。依托風洞設備,研究人員能夠較為真實地模擬出飛行器周圍氣體的流動情況,使得試驗雷諾數接近于真實雷諾數,保證試驗數據的準確性。此外,相比于其他觀測試驗而言,風洞試驗還能夠有效地排除外界無關變量的干擾,適合分離驗證不同因子(如速度、近地面情況等)影響飛機尾流的具體物理過程,且其良好的可靠性與可重復性,也為試驗的重復性開展和循環(huán)驗證提供較好的技術保障。由此,很多科學家都選用風洞作為研究飛機尾流的主要試驗手段。

圖1 風洞試驗示意圖Fig.1 Sketch of wind tunnel test

最早將風洞設備用于飛機尾流實驗室觀測是在1975年,由Eliason[40]所提出。為了驗證Crow[28]及Parks[41]所提出的尾渦對的相互不穩(wěn)定性,Eliason在風洞試驗設備中,利用氦氣泡結合熱線風速儀對NACA 23021型機翼單一縮比模型的翼尖渦進行了可視化探測。結果首次在試驗中發(fā)現(xiàn)了尾渦對的相互不穩(wěn)定性,很好地從觀測的角度上證明了尾渦對之間的確存在著相互不穩(wěn)定性。通過對渦核半徑、環(huán)量、波長、振蕩平面等參數的進一步分析表明,Crow[28]及Parks[41]關于線性不穩(wěn)定性的理論均能夠很好地描述尾流的初始增長。盡管如此,該試驗也存在著一定的局限性:在流場中添加其他物質可能會干擾氣體的真實流動情況；限于當時的技術水平,在短時間內采集大量的空間數據較為困難；更重要的是,由于觀測對象單一且較為簡單,采用這種試驗方法,無法及時準確地觀察到尾渦之間的相互作用關系,因此不太適合用于研究真實氣動構型條件下尾流的加速耗散及前機尾流對后機的影響。

為了克服以上試驗所存在的缺陷,Babie等[42]提出了在風洞試驗中以多機翼的四渦模型代替單機翼的雙渦模型,并用于研究尾流之間的相互作用。在Brian開展的試驗中,可以清楚地觀測到渦旋之間的相互作用導致的渦核徑向位移,也可以觀測到尾流的合并機理和尾流的加速耗散過程。此后,利用更復雜的飛機模型,Breitsamter等[43]在風洞試驗中對尾流進行了更加深入的研究。在一個封閉試驗段為1.8 m×2.7 m×21 m的風洞中,Breitsamter比較了典型的四發(fā)大型運輸機的半模型E403(比例1∶22.5)及TAK(比例1∶19.25)的風洞試驗結果,發(fā)現(xiàn)尾流渦旋的發(fā)展是由上卷過程和相鄰主渦的合并決定的。依據試驗結果,Breitsamter將近區(qū)階段飛機產生的尾流細化為六種形式:翼尖渦(WTV,Wing Tip Vortex)、外翼段襟翼渦(OFV,the Outboard Flap Vortex)、內外發(fā)動機吊艙渦(INV&ONV,the Outer and Inner Engine Nacelle Vortices)、機翼機身渦(WFV,the Wing-Fuselage Vortex)和水平尾翼渦(HTV,the Horizontal Tailplane Vortex)。針對這六種尾流形態(tài),Breitsamter還詳細地給出了不同特征時間對應的渦旋合并的過程,認為當雷諾數大于104時,尾渦的合并從渦核半徑與渦核間距的臨界比為0.2～0.25時開始；舷外襟翼渦與外發(fā)動機吊艙渦在特征時長t≈0.04時,完成合并過程形成主渦,構成四渦系統(tǒng)；此后至特征時長t≈0.2時,翼尖渦流(弱)在主旋渦附近旋轉約一次,并在特征時長t≈0.25～0.3時最終與主渦完成合并過程,形成雙渦系統(tǒng)。Breitsamter還對尾流合并及其固有的不穩(wěn)定性進行了深入的探討,指出短波橢圓不穩(wěn)定性(Short Wave Elliptic Instability)的發(fā)展加速了融合過程,導致了渦的核心半徑的增大,并從速度波動的功率譜密度上,推導出了檢測尾流固有不穩(wěn)定性的特征折算頻率,認為由于飛機湍流邊界層和局部流分離所引起的非定常流的波動,在滾轉過程中被送入飛機尾跡,也與主渦旋的核心區(qū)域的湍流有關。該項風洞觀測試驗還對不同噴管構型下的尾流耗散結果進行了比較,發(fā)現(xiàn)現(xiàn)有機型的發(fā)動機噴流對于尾流的影響微乎其微,相比之下襟翼渦對于尾流強度的貢獻更大。但值得注意的是,發(fā)動機噴流的存在對于尾流耗散過程十分必要,只要適當調整噴流位置及噴流加入的時機,能夠有效地觸發(fā)不穩(wěn)定性而達到加速尾流耗散的目的,這也正好驗證了渦旋作用的不穩(wěn)定性機制。盡管取得了非常豐富的研究成果,但限于當時的觀測技術水平,Breitsamter也指出,在其開展的風洞試驗中,對尾渦運動的觀測范圍及觀測精度還得到需進一步的改善與提升。

近年來,隨著五孔探針測量、粒子成像測速儀及多普勒測速技術等更加精密的觀測技術在風洞中的應用,在風洞試驗中,可以觀測到更為精細的尾流演變過程,從而人們可以依托風洞開展更復雜的飛機尾流研究。孫承宏、代欽等[30]及Altaf等[44]分別在風洞中,研究了翼尖帆、反向三角片等裝置對尾流加速耗散的影響,并基于此,設計了既不影響飛機整體的氣動性能,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度、持續(xù)時長及不穩(wěn)定性等,以及有效地評估前機尾流對后機的影響,制定后機遭遇尾流時的安全操作方法,美國航空航天局Brandon等[45]改進了傳統(tǒng)的單一模型尾流風洞試驗方式,嘗試性地設計一種自由拖拽飛行的風洞試驗,用于研究后機尾流碰撞風險,試驗示意圖如圖2所示。Brandon等根據遭遇高強度尾流時所引起的滾轉角度、滾轉角速度、側向速度、渦激滾轉角加速度之間的映射關系,成功地量化了飛機模型在不同強度下進入渦流場的影響,并指出對后續(xù)飛機而言,在垂直方向上穿越高強度尾流以及在側向方向穿越低強度尾流時,飛機的正常姿態(tài)最難以保持。我國學者劉志勇、陶洋等[46]針對尾流碰撞及飛機編隊飛行也做了類似的研究。其利用風洞編隊飛行試驗技術,對后機不同編隊位置的氣動變化情況以及尾流影響進行定量化觀測,指出前機翼尖渦靠近后機翼面時,后機氣動性能發(fā)生明顯變化,而側向間距決定了氣動性能改善的程度；當前機右側翼尖渦靠近后機左側翼尖時,后機可獲得最大升阻比,同時抬頭力矩和正滾轉力矩增大。

圖2 自由飛行試驗技術示意圖Fig.2 Sketch of free-flight test technique

尾流的風洞觀測試驗,作為研究飛機尾流的有效工具,能夠在一定程度上提供尾流產生以及尾流在近區(qū)、擴展近區(qū)內發(fā)展演變的相關信息,同時也能夠較好地驗證加速尾流耗散方式的可行性。然而,尾流的風洞試驗觀測還存在以下幾方面的不足:首先,現(xiàn)有的風洞試驗大多從加裝擾流裝置的角度出發(fā)研究加速尾渦耗散,而針對不同擾流裝置與不同環(huán)境因素(如不同陸面結構等)聯(lián)合影響下的尾渦耗散研究尚且不足；其次,風洞試驗方式不適用于尾流中區(qū)及遠區(qū)演化過程的研究,因為受到自身試驗段長度的限制及洞壁的干擾,試驗過程不能無限的延長,使得尾流在風洞試驗段中不能充分的演化發(fā)展；再次,風洞試驗中的大氣環(huán)境和真實的大氣環(huán)境,還存在著一定差異,其觀測數據還有待與真實大氣環(huán)境下的觀測結果進行進一步的對比驗證。

1.2 尾流的拖曳水池試驗觀測

為了解決尾流的風洞試驗在尾流的中區(qū)演化觀測方面的不足,John[47]提出了尾流的拖曳水池試驗觀測方法。其主要設計思路是在拖曳水池中,將機翼的縮比模型固定在拖車下探牽引桿上,利用專業(yè)的拍攝設備,記錄拖車拖動時機翼在拖曳水池中所引起的擾動,從而觀測尾流的耗散情況。在實際應用中,根據對尾流可視化手段的不同,尾流的拖曳水池試驗可以分為以下幾種類型。

第一種類型是借助電化學活性染料在拖曳水池中的電解效應,進行尾流的垂向流動可視化研究。當拖車拖動機翼模型運動時,加注在水池中的中性浮力染料與金屬機翼表面發(fā)生電化學反應,并在機翼后緣凝結、脫落形成尾流軌跡,通過鈉蒸汽燈的照射以及固定在水池側壁上的相機以等時間間隔對該尾流軌跡進行拍攝,進而記錄下機翼尾流在水池中的運動情況。利用此種觀測方式得到的尾流演變圖像,可以用來估計尾流的下降速度及耗散過程,也可以通過圖像中所顯示的尾流軌跡擴散速度來研究飛機尾流的不穩(wěn)定性機制等。最早使用此種方式觀測尾流演化是在20世紀70年代初,John等[47]用于觀測渦核附近軸向流動的不穩(wěn)定性及尾流間的相互作用關系,雖然試驗中的測試雷諾數(104)遠低于與真實雷諾數(107),但試驗結果與飛行測試數據較為相似。John等依托此試驗發(fā)現(xiàn),尾流劇烈的擴散過程是由其固有的不穩(wěn)定機制所造成的而非粘性衰減的結果,這與Eliason[40]及Brian[41]在風洞試驗中的結果比較一致。但受到試驗條件的限制,在該試驗中沒有觀測到影響軸向不穩(wěn)定性增長速度的速度曲線以及飛行速度與尾渦特征雷諾數之間的關系。

圖3 實驗設置原理Fig.3 Schematic of the experimental setup

第二種類型是通過粒子圖像測速技術(PIV,Particle Image Velocimetry)對尾流進行可視化研究,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尾流的擾動下,運動軌跡發(fā)生改變,通過脈沖激光片光源的照射,固定在水池側壁上的相機對示蹤粒子進行多次曝光,并將目標粒子的運動情況記錄在底片圖像上,通過分析圖像進而得到尾流的發(fā)展演變過程。該項技術手段被認為是對尾流拖曳水池試驗的探索性改進,最早是由Scarano等[48]引入。結合自適應分辨率(AR,Adaptive Resolution)圖像處理技術,Scarano有效地將典型的近場尾流觀測擴展到了中區(qū)范圍,并論證了拖曳水池綜合PIV診斷技術在中區(qū)尾流觀測試驗中的可行性。在觀測試驗中,Scarano還發(fā)現(xiàn),在機身后約130倍翼展處的中區(qū)范圍內,渦核直徑約為1%～3%b(b為機翼翼展長度),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,客觀上說明了傳統(tǒng)的理論模型不太適用于描述尾流在中遠區(qū)的耗散過程。利用該技術,我國學者鮑鋒等[49]深入研究了Rayleigh-Ludweig不穩(wěn)定性對尾流系統(tǒng)加速耗散的作用,研究表明通過在機翼上添加適當的擾流片產生反向小渦,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]的進一步拖曳水池試驗研究發(fā)現(xiàn),通過適當地優(yōu)化航空器的整體氣動布局(如機翼與尾翼的尺寸比例、機翼上安裝反向渦流發(fā)生器等),能夠有效促進尾流的耗散。朱睿等[51]通過拖曳水池試驗,定量地研究了新概念襟翼布局對翼尖渦發(fā)展的影響。通過總結研究可以發(fā)現(xiàn),基于PIV的拖曳水池試驗比較適合觀測尾流脫落及進一步的演化過程,且依據試驗中所獲取的粒子運動圖像,可以得到尾流卷起、合并、耗散及沉降等方面的信息,然而受到試驗過程中設備安放位置的限制,使得觀測的結果與真實值之間還存在著一定的差異。

第三種類型是對PIV技術的改進,即引入立體圖像測速技術(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技術的離軸觀測視角誤差而引入的一種技術手段。它與PIV技術不同之處在于采用兩臺CCD相機離軸布置,對脈沖激光片光照亮的同一觀測區(qū)進行粒子圖像采集,然后通過對所采得的粒子圖像進行互相關等一系列計算,最終得到該觀測區(qū)域粒子空間的位移信息[31]。Veldhuis借助該技術手段對噴流與襟翼模型產生的雙渦系統(tǒng)進行了重復性觀測,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)的耗散問題。Veldhuis還通過研究發(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程,而這一過程反過來又直接受端部和襟翼端渦的渦量強度比和噴流作用的影響。Gregorio[53]等隨后對此進行了深入討論,發(fā)現(xiàn)該試驗中所觀測到的襟翼渦與翼尖渦之間確實存在相互作用,且翼尖渦圍繞著襟翼渦沿螺旋軌跡運動,終在機翼后約9～10倍翼展處完成合并,這一結果和Breitsamter[40]的風洞試驗結果相吻合。Gregorio的研究還發(fā)現(xiàn),除了發(fā)動機噴流外,水平尾翼產生的反向翼尖渦也對主渦產生了擾動作用,致使尾流的下洗速度減弱。我國學者申功炘等[31]對此進行了詳細的論證。通過對比不同尾翼參數(有無迎角及展弦比)下的拖曳水池試驗結果,申功爍等指出,在無尾翼或尾翼迎角及展弦比較小時,尾翼渦會提前發(fā)生破裂且不會對主渦產生擾動作用,主渦會維持到約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,尾翼渦會在約25倍翼展處發(fā)生變形且開始纏繞翼尖渦,同時促使翼尖渦停止進一步下洗；在35倍翼展處,尾翼渦會觸發(fā)Rayleigh-Ludweig不穩(wěn)定性,最終破壞整個尾流系統(tǒng)。此后,申功炘等[54]還將發(fā)動機噴流引入到該系統(tǒng)中,共同觀測噴流及尾翼構型對不同尾流渦系統(tǒng)的影響,并總結得到噴流對于翼尖渦優(yōu)化作用的關鍵在于引入時機而不是噴流強度。

同風洞觀測試驗相比較,在尾流的拖曳水池觀測試驗中,所得到的尾流產生及脫落的信息相對較少,但其獲得的圖像質量較高,通過進一步的數據分析,可以有效地獲取尾流在中區(qū)范圍內運動特征、耗散特性及路徑等信息。更重要的是,尾流的拖曳水池試驗,對尾流合并、耗散及下沉運動等過程的觀測,具有較好的即時性和全局性,因此是尾流風洞試驗觀測較好的補充。

2 尾流的現(xiàn)場觀測

尾流的風洞試驗觀測和拖曳水池試驗觀測主要是從分離影響因子的角度出發(fā),對飛機尾流進行重復性觀測,從而研究尾流耗散的過程以及單一影響因素對尾流演化的影響。但受到風洞洞壁尺寸、測試段長度及水池深度等客觀設備條件的限制,在尾流的實驗室觀測中,僅能對尾流近區(qū)、擴展近區(qū)、中區(qū)等范圍進行觀測和研究,尚不能對尾流遠區(qū)大范圍和長時間內的耗散行為進行觀測,因而無法描述較大范圍內尾流耗散的整體性行為。此外,由于其理想的試驗環(huán)境同真實的大氣背景場之間存在較大的差異,飛機的模型同真實的飛機也存在較大的差異,使得實驗室觀測的結果需要尾流現(xiàn)場觀測試驗的進一步驗證。

激光雷達觀測是尾流現(xiàn)場觀測的主要手段和方法,其觀測原理如圖4所示。當尾流形成后,受其自身固有不穩(wěn)定性以及大氣背景場的影響,使其在大氣環(huán)境中迅速發(fā)生演變,此時渦核周圍的切向速度也會發(fā)生顯著變化,借助激光雷達設備獲取該處氣溶膠粒子的后向散射信號,并通過頻譜分析、數據反演,將所獲得的徑向速度轉化成尾流的渦環(huán)量和切向速度等特征信息,從而實現(xiàn)對尾流的有效觀測。

早期常用的激光雷達類型為連續(xù)波激光雷達(CW Laser Radar,Continuous-Wave Laser Radar),主要安放在機場跑道的側向區(qū)域,用于觀測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]等在希斯羅機場開展的尾流現(xiàn)場觀測。Hallock[55]等通過觀測發(fā)現(xiàn)尾流渦核通常能夠保持較為穩(wěn)定的運動狀態(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]等在觀測中還發(fā)現(xiàn)現(xiàn)役機型所產生的尾流渦核耗散與發(fā)動機噴流并無相關性的結論。不過受到連續(xù)波激光雷達的性能限制,觀測距離僅能達到幾百米,這很容易出現(xiàn)捕捉不到尾流運動或尾流定位不準等問題。

圖4 基于激光雷達的機場飛機尾渦探測原理Fig.4 Schematic diagram of airport air craft wake vortex detection principle based on lidar

為了進一步提高連續(xù)波激光雷達的尾流觀測精度,通過對比風洞試驗與單一激光雷達的觀測結果,Michael[56]等提出通過定點“釋放”煙霧方式來提高激光雷達對飛機尾流定位的準確性。此后,Friedrich[57]等采用三部連續(xù)波激光雷達進行三角化測量的方式用于提高激光雷達對渦核跟蹤的信號水平。通過測試發(fā)現(xiàn),該方法能夠較為準確地捕捉、定位渦核運動軌跡,并將連續(xù)波激光雷達的觀測精度提高3倍甚至更多,明顯的降低了采用單部激光雷達的觀測試驗中所存在的不確定性。通過該項觀測,Friedrich[57]等還總結出,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)境對尾流作用的結果,以及受到大氣環(huán)境中風切變的影響,尾流渦核的下沉率還會呈現(xiàn)非均勻態(tài)勢等結論。

21世紀初,隨著性能和穩(wěn)定性更優(yōu)的脈沖激光雷達(其觀測結果如圖5所示)、商用測風雷達SODAR、X波段雷達等測量儀器的出現(xiàn),使得對飛機尾流觀測環(huán)境的適應性、觀測精度和準確度得到了進一步的提升。在國外,Friedrich[58]等首次驗證了2 μm脈沖多普勒雷達遠距離(覆蓋范圍大于1千米)探測飛機尾流的可行性,并提出了依據雷達觀測結果反演尾流環(huán)量的四階數據處理算法。Stephen M[59]等采用商業(yè)測風雷達SODAR(SOnic Detection And Ranging)對尾流進行跟蹤與觀測,驗證了SODAR用于尾流探測的可行性。依托X波段雷達設備,F.Barbaresco[60-62]等對復雜天氣(如潮濕、干旱天氣等)條件下的尾流演變開展了一系列觀測試驗。通過對比尾流在無雨與有雨條件下的雷達特征信號強度,Barbaresco指出X波段雷達較相對于激光雷達而言,在雨霧等極端天氣條件下對尾流的探測具有更好的靈敏度,并由此提出在尾流探測方面可利用X波段雷達對激光雷達進行互補觀測,進而研發(fā)尾流動態(tài)間隔驗證系統(tǒng)。

圖5 脈沖激光雷達尾渦觀測結果Fig.5 Observation results of wake vortex by pulse laser radar

我國學者也基于類似設備進行了大量的研究觀測工作。胡以華等[32,63-65]提出并驗證了1.5μm脈沖相干多普勒激光雷達在尾流觀測試驗中的可行性,并進一步提出了基于多普勒譜特征的尾流鑒別算法,依據該算法,可有效地提高尾流的觀測精度。周鼎富[66]、吳松華[67-68]等分別利用其自主研發(fā)的激光雷達設備對大型機場飛機尾流、風切變等進行系統(tǒng)性觀測。此外,國防科技大學的王雪松、李建兵、王濤[69-77]等針對特殊天氣下的尾流觀測進行了深入研究,總結出典型毫米波雷達空間分辨率及觀測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多普勒特性模擬方法。

依托先進的激光雷達、微波雷達等觀測設備,研究人員可以完成真實大氣背景下,對飛機尾流演化過程的觀測與數據反演工作,并依此結果,開展對大氣環(huán)境與飛機尾流間相關作用關系的深入討論。然而出于提高尾流觀測精度,豐富樣本多樣性,細化尾流間隔標準的目的,在現(xiàn)有的觀測試驗中,還需對以下幾個方面進行考慮:

首先是選取有代表性的機場進行飛機尾流的現(xiàn)場觀測。不同的機型在不同的飛行階段所產生的尾流強度以及留存時間不同,因此選擇空域流量較大、起降機型較為豐富、尾流影響較為頻繁的機場(如希思羅機場、奧利機場等),進行飛機尾流的現(xiàn)場觀測有利于保障觀測數據的多樣性,對于研究飛機尾流的演化耗散行為具有一定的促進性作用。

其次是合理的部署尾流觀測設備。尾流從飛機后緣脫落后會沿垂向及周向傳播,在滿足機場凈空安全的前提下,靠近其傳播路徑上布點觀測是最直接和有效地方法。因為該區(qū)域段內的尾流能量較大,雷達回波反射信號較強,且能夠較為完整的觀測到該點所屬切面內尾流的演化過程,因而比較有利于雷達觀測到尾流信息。此外,對此區(qū)域段內的多個切面同時進行觀測,有助于從脫落點開始捕捉尾流的存在,實現(xiàn)一次尾流發(fā)展、演化、耗散等過程的完整觀測。

最后是觀測時段的氣象條件與觀測周期的選取。在尾流的現(xiàn)場觀測試驗中,大氣環(huán)境是影響尾流回波信號質量的重要因素,過大的風速不僅會破壞飛機尾流內部結構的穩(wěn)定性,使得其回波強度較弱,還會導致回波噪聲增強,從而影響對尾流觀測的準確性。因此,為了更加全面、精準的獲取飛機尾流在真實環(huán)境中的演化過程,在觀測研究初期,應首先選取午后接近傍晚大氣環(huán)境相對穩(wěn)定,風力較小,空氣質量較好的時間段進行,獲取較為理想的觀測結果,且觀測周期至少為一個月甚至更長,確保獲取的觀測數據中包含多個特征機型的尾流變化情況。此后,應結合不同種類雷達針對不同氣象條件下的飛機尾流演化過程進行細致觀測,為研究復雜氣象條件下的飛機尾流耗散過程及建立尾流動態(tài)間隔標準奠定基礎。

總體上講,選用激光雷達、微波雷達等觀測設備進行飛機尾流現(xiàn)場觀測是研究真實大氣背景條件下,尾流演化耗散過程的主要方法。相比實驗室觀測而言,現(xiàn)場觀測試驗在對尾流卷起、脫落、合并等方面的觀測存在不足,但其獲得的尾流在中遠區(qū)范圍內的演化過程較為完整,且通過對尾流回波數據的分析,可以有效地獲取真實環(huán)境下,尾流的在中遠區(qū)的演化行為,以及與大氣作用的結果,具備較好的直觀性與整體性。因此尾流的現(xiàn)場觀測試驗已成為飛機尾流研究的重要方法之一。

3 結 論

尾流的風洞試驗觀測、拖曳水池試驗觀測、現(xiàn)場試驗觀測,均取得了較好的研究成果:初步獲取了典型機翼結構、升力配置在良好氣象條件下尾流演化的基本特征,建立起了關于尾流結構不穩(wěn)定性的理論基礎,以及尾流加速耗散的理論和方法。這些觀測結果,也為推進尾流標準重新分類(Re-categorization,RECAT),縮短尾流間隔,提高機場運行效率奠定了基礎[78]。然而,當前的尾流實驗室研究還主要局限于單一邊界條件的尾流觀測研究,尾流的現(xiàn)場觀測研究也主要局限于大氣擾動相對較小的試驗條件。尾流與大氣環(huán)境相互作用的結果較為多變,較少的復雜大氣背景場下觀測數據難以揭示尾流的耗散規(guī)律,且由于缺少復雜邊界條件下的長期觀測資料的支持,致使對尾流的數值模擬與分析也難以深入地進行。為了更好地研究尾流發(fā)展演變的詳細過程,推動動態(tài)尾流間隔系統(tǒng)的建立,在尾流的觀測方面,還有幾點需要加強:

1)豐富飛機尾流現(xiàn)場觀測手段,加強對不同氣象條件下,飛機尾流演化耗散行為的觀測與研究。在以往的飛機尾流現(xiàn)場觀測試驗中,主要是依托激光雷達設備,對晴空條件下的飛機尾流演化過程進行觀測,而針對雨、霧等特殊氣象條件下尾流耗散行為的觀測還相對較少,這使得在建立現(xiàn)有的飛機尾流間隔時,未能體現(xiàn)不同氣象影響下飛機尾流耗散速率不同的特點,導致間隔標準建立過于保守。近年來,隨著微波雷達設備在雨、霧條件下的尾流觀測能力被進一步驗證,選用激光雷達與微波雷達進行聯(lián)合觀測,有利于在提高特殊氣象條件下尾流現(xiàn)場觀測能力,進而豐富現(xiàn)場觀測數據多樣性,為日后開發(fā)適用于我國民用運輸機場的動態(tài)尾流間隔系統(tǒng)奠定基礎。

2)結合多種尾流觀測試驗方法,加強對特殊機場飛機尾流演化行為的觀測研究。在我國境內存有多個特殊機場,如昆明長水國際機場(高原機場)、大連周水子國際機場(常年受大側風影響,且機場位于市中心,進近著陸過程需飛躍海面與居民區(qū))、香港國際機場(海上機場)等,由于其復雜的地理環(huán)境與大氣環(huán)境,使得該類機場內飛機尾流演化過程較為多變。而現(xiàn)有的尾流觀測手段針對上述機場環(huán)境中的飛機尾流耗散行為觀測還存在不足,如自由拖拽風洞試驗中,僅研究理想陸面條件下后機進入前機尾流不同區(qū)域時的影響,未能給出不同近地面情況下后機進入前機尾流不同區(qū)域時的復合影響；以激光雷達的RHI模式進行尾流現(xiàn)場觀測試驗時,觀測切面的選取未能考慮近地面的情況,導致現(xiàn)場觀測所得到的飛機尾渦與近地面作用數據結果不具備代表性等?？偨Y以上不足,有必要進一步改進實驗室觀測及現(xiàn)場觀測手段,對特殊機場的飛機尾流系統(tǒng)開展有針對性的觀測工作。通過如在風洞或拖曳水池環(huán)境中,加裝特殊地面,用于模仿特殊機場環(huán)境近地面情況；在特殊機場的尾流現(xiàn)場觀測試驗中,選取多個有代表性的切面同時觀測等的方式,對飛機尾流演化耗散行為進行系統(tǒng)性的觀測,從而更加準確的揭示特殊機場環(huán)境下,飛機尾流演化耗散過程,為縮短特殊機場的飛行間隔,建立針對特殊機場的尾流間隔標準提供觀測數據支持。

3)基于歷史及實時的飛機尾流觀測資料,建立飛機尾流危害數據庫。近年來,隨著觀測手段的不斷發(fā)展,學者們針對飛機尾流演化耗散過程開展了一系列的觀測試驗,獲取了較為詳細的尾流觀測數據。然而,這些觀測結果中所包含的數據量較大,且數據格式并不統(tǒng)一,導致尾流觀測數據所展示的結果同一線管制部門的實際業(yè)務需求存在一定的差距。例如,一線管制部門目前尚無法直接依據觀測結果,確定尾流危險區(qū)范圍,進而實時調配前后機間的安全間隔等。因此,為了更加直觀清晰地表述飛機尾流對后續(xù)飛機的影響,確立不同條件下尾流危險區(qū)范圍,需對尾流觀測試驗中,連續(xù)性、可識別性及精度較好的尾流數據資料進行分析整理,統(tǒng)一數據格式,建立尾流危害數據庫及實時觀測可視化界面,并與空管系統(tǒng)進行對接,使得管制部門能夠快速識別尾流風險區(qū)域,并依據尾流風險區(qū)域的范圍動態(tài)管控飛機進離場及起降間隔,進而提升機場空域利用率。