王 菲 張軍峰 葛騰騰

（南京航空航天大學(xué)民航學(xué)院 南京 210016）

0 引言

尾流是飛機(jī)在飛行時(shí)由于翼尖處上下表面的空氣動(dòng)力壓力差，產(chǎn)生的一對(duì)繞著翼尖的閉合渦旋［1］。它是機(jī)翼產(chǎn)生升力的伴隨產(chǎn)物，通常在飛機(jī)起飛時(shí)前輪抬起產(chǎn)生，在著陸時(shí)前輪接地結(jié)束。當(dāng)飛機(jī)進(jìn)入前面飛機(jī)的尾流影響區(qū)域時(shí)，會(huì)導(dǎo)致跟進(jìn)的飛機(jī)產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)、俯仰、顛簸、掉高等嚴(yán)重后果。

20世紀(jì)70年代前，因?yàn)轱w機(jī)普遍較小，尾流強(qiáng)度也小，尾流對(duì)飛行的影響有限。當(dāng)投入運(yùn)行的飛機(jī)逐漸增大時(shí)，特別是波音747投入商業(yè)運(yùn)營(yíng)后，人們開(kāi)始意識(shí)到尾流對(duì)飛行安全的嚴(yán)重影響。國(guó)際民用航空組織（International Civil Aviation Organization，ICAO）基于美國(guó)聯(lián)邦航空局（Federal Aviation Administration，F(xiàn)AA）收集的運(yùn)行數(shù)據(jù)，將航空器按最大起飛重量分為輕型、中型及重型機(jī)，并根據(jù)運(yùn)行條件（目視飛行或儀表飛行），以及使用跑道的情況（單跑道、平行跑道或交叉跑道），制定了1套比較完整的間隔標(biāo)準(zhǔn)，即尾流間隔標(biāo)準(zhǔn)，有助于終端區(qū)內(nèi)的安全運(yùn)行。

進(jìn)入21世紀(jì)以來(lái)，基于實(shí)踐和經(jīng)驗(yàn)的尾流間隔標(biāo)準(zhǔn)在確保空中交通安全、有序運(yùn)行方面繼續(xù)發(fā)揮著重要的作用。然而，由于該間隔標(biāo)準(zhǔn)相對(duì)較為保守，沒(méi)有考慮外部環(huán)境（湍流、風(fēng)）、機(jī)型特點(diǎn)（重量、翼展）和操縱性能（速度、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量）等因素的影響，已逐漸成為終端區(qū)容量限制的瓶頸［2］，造成局部擁堵和飛行延誤，這使得縮減尾流間隔變得十分迫切。

通過(guò)低旋度尾渦方法或快速衰減渦方法，對(duì)航空器翼面結(jié)構(gòu)進(jìn)行改進(jìn)，可有效緩解尾流影響，進(jìn)而縮減尾流間隔［3－5］。Boer與Hoffe［6］提出在翼尖安裝活動(dòng)小翼；Quackenbush，Boschitsc與Bilanin［7］引入二級(jí)強(qiáng)度小渦，采用“渦流杠桿”策略實(shí)現(xiàn)尾流耗散；然而，上述縮減尾流間隔的效果有限。一方面尾流的消散與輸運(yùn)主要受天氣（如風(fēng)、大氣分層、湍流等）因素的影響；另一方面由于尾流產(chǎn)生原理導(dǎo)致無(wú)法從根本上消除其影響，而且這種從航空器設(shè)計(jì)角度實(shí)現(xiàn)尾流消除或緩解的方法，往往是以犧牲其他飛行性能為代價(jià)。因此，現(xiàn)階段國(guó)內(nèi)外主要通過(guò)避免尾流影響，達(dá)到縮減尾流間隔，增強(qiáng)機(jī)場(chǎng)容量的目的，其實(shí)現(xiàn)途徑主要分為2類：①偏置進(jìn)近程序，著重于后機(jī)避開(kāi)前機(jī)的尾流影響區(qū)域；②動(dòng)態(tài)尾流預(yù)測(cè)，致力于將前機(jī)尾流對(duì)后機(jī)的影響控制在可容忍的范圍之內(nèi)。

1 基于偏置進(jìn)近程序的尾流間隔縮減技術(shù)

同步偏置儀表進(jìn)近（simultaneous offset instrumented approach，SOIA）是FAA 為舊金山國(guó)際機(jī)場(chǎng)開(kāi)發(fā)的進(jìn)近程序［8］（見(jiàn)圖1），該程序主要應(yīng)用于跑道間距為228.6～3000.3 m（750～3 000ft）之間的近距平行跑道。

圖1 同步偏置儀表進(jìn)近程序俯視圖Fig.1 The vertical view of synchronous offset instrument approach procedure

同步偏置儀表進(jìn)近程序要求在1個(gè)跑道上安裝儀表著陸系統(tǒng)／精密跑道監(jiān)測(cè)系統(tǒng)，另一跑道的下滑道上安裝偏置航向信標(biāo)定向裝置。最后進(jìn)近空域包含由2個(gè)精密跑道監(jiān)測(cè)控制器監(jiān)測(cè)的無(wú)侵入?yún)^(qū)域。為了減小跑道的橫向間隔，監(jiān)測(cè)控制器需要配備高精度二次雷達(dá)和高分辨率雷達(dá)顯示器。在同步偏置儀表進(jìn)近程序中，LDA（localizer－type directional aid）飛機(jī)要求在ILS（instrument landing system）飛機(jī)之后到達(dá)LDA MAP（localizer－type directional aid missed approach point），并負(fù)責(zé)與ILS 飛機(jī)保持安全間隔。當(dāng)航空器下降至LDA MAP點(diǎn)轉(zhuǎn)為目視機(jī)動(dòng)，在距地面152.4m（500ft）處對(duì)準(zhǔn)跑道完成進(jìn)近。

在正常天氣條件下，舊金山國(guó)際機(jī)場(chǎng)的2條跑道每小時(shí)大約有60次航班到達(dá)。遇到較低的云高和有霧天氣會(huì)導(dǎo)致其中1條跑道不能著陸，即到達(dá)率僅為30 架／h。SOIA 程序可以使舊金山機(jī)場(chǎng)在487.68m（1 600ft）云高，6 437.376m（4mile）能見(jiàn)度條件下，保持38架／h的到達(dá)率。即使遭遇惡劣天氣，仍可提高跑道利用率，容量改進(jìn)效果明顯。然而，該程序需配備精密的場(chǎng)面監(jiān)視雷達(dá)，并需要對(duì)飛行員與管制員進(jìn)行資格審查和培訓(xùn)，機(jī)場(chǎng)與航空公司的成本會(huì)有所增加。

錯(cuò)列進(jìn)近程序（staggered approach procedure，SGAP），如圖2所示，由德國(guó)空中導(dǎo)航服務(wù)局和漢莎航空公司聯(lián)合開(kāi)發(fā)，并在法蘭克福機(jī)場(chǎng)成功應(yīng)用［9－10］。

圖2 錯(cuò)列進(jìn)近程序側(cè)視圖Fig.2 The side view of staggered approach procedure

前機(jī)為重型機(jī)，使用常規(guī)跑道入口，其產(chǎn)生的尾流沿著飛行軌跡向后下方運(yùn)動(dòng)。增加與后機(jī)的縱向距離可有效保障后機(jī)避開(kāi)前機(jī)的尾流危險(xiǎn)區(qū)。后機(jī)為輕型機(jī)，使用錯(cuò)列跑道入口。由于跑道入口內(nèi)移，航空器間可保持垂直間隔，實(shí)現(xiàn)錯(cuò)列進(jìn)近。

該程序在法蘭克福機(jī)場(chǎng)的應(yīng)用表明，當(dāng)包含A380機(jī)型時(shí)，SGAP比傳統(tǒng)進(jìn)近模式（如ILS）的容量增強(qiáng)了18%。SGAP 增加了儀表氣象條件下的進(jìn)場(chǎng)容量，縮短了目視氣象條件與儀表氣象條件下進(jìn)場(chǎng)容量的差距，使得在大部分天氣條件下，進(jìn)場(chǎng)容量保持穩(wěn)定。就航班延誤而言，SGAP可使機(jī)場(chǎng)和航空公司的運(yùn)行更加合理、可預(yù)料。然而，運(yùn)行錯(cuò)列進(jìn)近程序需要機(jī)場(chǎng)跑道以及燈光系統(tǒng)具備雙入口運(yùn)行條件，在跑道入口內(nèi)移1 500 m 處安裝獨(dú)立的導(dǎo)航裝置和進(jìn)近燈光系統(tǒng)（基于ICAO 的標(biāo)準(zhǔn)，但與傳統(tǒng)的標(biāo)識(shí)和燈光有顯著易辨識(shí)的區(qū)別），且僅允許在儀表氣象條件下運(yùn)行［11］。同時(shí)，SGAP需要對(duì)飛行員與管制員進(jìn)行足夠的培訓(xùn)以及安全資格審查。

2 基于動(dòng)態(tài)預(yù)測(cè)的尾流間隔縮減技術(shù)

由于偏置進(jìn)近程序的運(yùn)行限制，導(dǎo)致其難以廣泛應(yīng)用。因此，目前縮減尾流間隔研究的熱點(diǎn)集中于動(dòng)態(tài)尾流間隔領(lǐng)域。動(dòng)態(tài)尾流間隔主要通過(guò)預(yù)測(cè)前機(jī)尾流的位置、強(qiáng)度，將后機(jī)遭遇尾流的風(fēng)險(xiǎn)控制在可容忍的范圍之內(nèi)，從而達(dá)到縮減尾流間隔、提高機(jī)場(chǎng)容量的目的。

2.1 動(dòng)態(tài)尾流間隔縮減系統(tǒng)

2.1.1 尾流間隔系統(tǒng)

尾流間隔系統(tǒng)（aircraft vortex spacing system，AVOSS）［12］是美國(guó)國(guó)家航空航天局（national aeronautics and space administration，NASA）在多年研究尾流特性的基礎(chǔ)上，結(jié)合大量實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)，研制成功該系統(tǒng)。該系統(tǒng)分為天氣子系統(tǒng)、尾渦消散預(yù)測(cè)子系統(tǒng)、尾流探測(cè)子系統(tǒng)、子系統(tǒng)整合和空中交通管制人機(jī)界面。該系統(tǒng)在達(dá)拉斯機(jī)場(chǎng)進(jìn)行多次試驗(yàn)，可有效縮短單跑道著陸間隔，容量提高6%，延誤降低約40%［13］。然而，該系統(tǒng)所需設(shè)備多，質(zhì)量要求高，系統(tǒng)的成本相對(duì)較高。

2.1.2 尾流誘導(dǎo)風(fēng)險(xiǎn)模型

尾流誘導(dǎo)風(fēng)險(xiǎn)模型（wake vortex induced risk assessment，WAVIR）［14］，由荷蘭國(guó)家航空航天實(shí)驗(yàn)室（national aerospace laboratory，NLR）設(shè)計(jì)開(kāi)發(fā)。該模型包含了尾流評(píng)估模塊與尾流遭遇模塊，可以實(shí)現(xiàn)不同環(huán)境條件下，不同尾流間隔的安全評(píng)估仿真。WAVIR 不僅能夠提升跑道容量：?jiǎn)闻艿离x場(chǎng)容量增加2%［15］，單跑道進(jìn)場(chǎng)容量增加5%［16］；而且可以在未來(lái)實(shí)施管制新技術(shù)與新方法時(shí)，確定安全的尾流間隔。

2.1.3 尾流預(yù)測(cè)與監(jiān)控系統(tǒng)

尾流預(yù)測(cè)與監(jiān)控系統(tǒng)（wirbelschleppen－vorhersage－ und－ beobachtungs system，WSVBS）［17］，由德國(guó)宇航中心（deutsches zentrum für luft－und raumfahrt，DLR）設(shè)計(jì)開(kāi)發(fā)［18］，系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖3所示，包括天氣預(yù)報(bào)、尾流預(yù)測(cè)、安全區(qū)域預(yù)測(cè)、尾流探測(cè)等子系統(tǒng)。WSVBS 可以依據(jù)特定的天氣條件與尾流特性，在不影響安全的前提下動(dòng)態(tài)調(diào)節(jié)尾流間隔。該系統(tǒng)在法蘭克福機(jī)場(chǎng)得到了成功應(yīng)用，使機(jī)場(chǎng)容量增強(qiáng)3%以上；該系統(tǒng)也為東京國(guó)際機(jī)場(chǎng)的曲線進(jìn)近程序提供依據(jù)，使其容量提升約12%［19］。

圖3 WSVBS操作流程圖Fig.3 The WSVBS operation flow chart

2.1.4 航空器尾流情境仿真模型

航空器尾流情境仿真模型（wakescene）［20］由德國(guó)宇航中心基于Matlab開(kāi)發(fā)設(shè)計(jì)，包含混合交通、飛行軌跡、氣象數(shù)據(jù)、尾渦演變和潛在危險(xiǎn)區(qū)域5個(gè)模塊，系統(tǒng)結(jié)構(gòu)見(jiàn)圖4。通過(guò)模擬控制模塊可選擇前機(jī)與后機(jī)的類型，飛機(jī)速度模型提供前機(jī)與后機(jī)速度以及質(zhì)量，氣象數(shù)據(jù)庫(kù)提供風(fēng)速、風(fēng)向、空氣密度、溫度等數(shù)據(jù)，尾流模型模擬尾渦渦核軌跡、渦核半徑以及尾渦軸的形狀，危險(xiǎn)區(qū)域模型評(píng)估尾流遭遇的嚴(yán)重性。Holz pfel利用該模型分別研究了進(jìn)近著陸［20］與起飛離場(chǎng)［21］的尾流遭遇問(wèn)題，旨在提高繁忙機(jī)場(chǎng)的容量水平［20］。

2.1.5 尾流4D 模型（WAKE4D）

尾流4D 模型（WAKE4D）［22］由比利時(shí)魯爾大學(xué)（Universite Catholique de Louvain，UCL）開(kāi)發(fā)的“三維空間＋時(shí)間”尾流預(yù)測(cè)模型，該模型可模擬航空器在既定飛行路線上尾流傳播與衰減。WAKE4D 模型的核心為確定尾流模型與概率尾流模型，不僅可以用于離線研究（例如，遭遇尾流或者風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估研究），也能夠作為實(shí)時(shí)運(yùn)行的一部分（例如，基于地面的尾流咨詢系統(tǒng)，它可作為機(jī)載尾流預(yù)測(cè)和告警系統(tǒng)）。而且，尾流4D 模型在歐控（Eurocontrol）基于時(shí)間間隔（time based separation，TBS）［23］與獨(dú)立于尾流進(jìn)離場(chǎng)運(yùn)行（wake independent departure and arrival operations，WIDAO）［24］中都得到了成功應(yīng)用。

圖4 WakeScene操作流程圖Fig.4 The WakeScene operation flow chart

2.2 動(dòng)態(tài)尾流間隔研究進(jìn)展

上述動(dòng)態(tài)預(yù)測(cè)尾流間隔縮減系統(tǒng)中，僅美國(guó)國(guó)家航空航天局（NASA）研制的尾流間隔系統(tǒng)（AVOSS）以及德國(guó)宇航中心（DLR）設(shè)計(jì)開(kāi)發(fā)的尾流預(yù)測(cè)與監(jiān)控系統(tǒng)（WSVBS）獲得了成功應(yīng)用，其他諸如尾流誘導(dǎo)風(fēng)險(xiǎn)模型（WAVIR）、航空器尾流情境仿真模型（WakeScene）、尾流4D 模型（WAKE4D）僅作為仿真模型用以實(shí)現(xiàn)管制新技術(shù)與管制新理念的驗(yàn)證。

雖然AVOSS以及WSVBS分別應(yīng)用于達(dá)拉斯機(jī)場(chǎng)和法蘭克福機(jī)場(chǎng)，但目前國(guó)際上依舊使用ICAO 公布的尾流間隔標(biāo)準(zhǔn)，動(dòng)態(tài)尾流間隔技術(shù)仍然停留在驗(yàn)證階段，未能獲得廣泛推廣。然而，F(xiàn)AA 和Eurocontrol一直致力于動(dòng)態(tài)尾流間隔的研究，主要集中于如下2個(gè)方面：預(yù)測(cè)尾流與遭遇尾流。

預(yù)測(cè)尾流的準(zhǔn)確性與實(shí)時(shí)性是動(dòng)態(tài)尾流間隔的基礎(chǔ)，德國(guó)宇航中心（DLR）和比利時(shí)魯爾大學(xué)（UCL）在尾流預(yù)測(cè)建模方面做出了卓有成效的貢獻(xiàn)：德國(guó)宇航中心的Holz pfel提出的兩階段尾流隨機(jī)消散模型［25］應(yīng)用較為廣泛；通過(guò)進(jìn)一步考察側(cè)風(fēng)、地面效應(yīng)、大氣湍流等對(duì)尾流演變的影響，Holz pfel提出了相應(yīng)的改進(jìn)模型［26－28］；同時(shí)Holz pfel還深入研究了飛機(jī)參數(shù)、氣象參數(shù)等對(duì)尾流特性的影響［29］，發(fā)現(xiàn)風(fēng)、熱分層、湍流、位置、質(zhì)量、順翼展方向的載荷數(shù)等與尾流特性相關(guān)性較大，且影響程度依次遞減，為尾流預(yù)測(cè)的精確建模提供參考。比利時(shí)魯爾大學(xué)的Winckelmans、Visscher與Lonfils提出的確定型／隨機(jī)型尾流輸運(yùn)與消散模型［30］是尾流預(yù)測(cè)建模的另1 個(gè)通用模型，結(jié)合了側(cè)風(fēng)、風(fēng)切變、湍流、分層以及地面效應(yīng)對(duì)尾流的影響。Visscher、Lonfils與Winckelmans在該模型的基礎(chǔ)上提出近地面尾流特性預(yù)測(cè)快速（消散）模型［31］，并與確定型尾流模型相結(jié)合，實(shí)時(shí)預(yù)測(cè)飛機(jī)尾流在環(huán)境氣象條件不斷變化的情況下的時(shí)空演化規(guī)律。還有許多研究者在上述研究的基礎(chǔ)上，提出了相應(yīng)的改進(jìn)模型［32－35］。然而，一味地追求尾流預(yù)測(cè)模型的精確性并不可取，導(dǎo)致模型愈發(fā)復(fù)雜，其影響因素錯(cuò)綜復(fù)雜、實(shí)時(shí)預(yù)測(cè)性能下降。因此，目前歐美在尾流預(yù)測(cè)的研究中，其重心已從預(yù)測(cè)模型的構(gòu)建轉(zhuǎn)向探測(cè)技術(shù)與手段的轉(zhuǎn)變，如選擇地基或機(jī)載脈沖激光雷達(dá)作為主要的探測(cè)設(shè)備［36］。

遭遇尾流的安全性評(píng)價(jià)則是動(dòng)態(tài)尾流間隔的關(guān)鍵，其主要實(shí)現(xiàn)方法分為2種：其一是采用仿真評(píng)估工具，空客公司（Airbus）通過(guò)尾流遭遇嚴(yán)重性評(píng)估（vortex encounter severity assessment，VESA）軟件包［37－38］在六自由度飛行模擬器上建立模型來(lái)研究遭遇尾流后飛機(jī)的響應(yīng)問(wèn)題，評(píng)估遭遇尾流的嚴(yán)重性。Rafi與Steck 基于MATLAB／Simulink 環(huán)境研發(fā)出三維、雙芯尾渦模型［39］，提出了基于MARC（model reference adaptive control）飛行控制系統(tǒng)六自由度通用航空模型擾動(dòng)的包絡(luò)保護(hù)方案，增加飛機(jī)對(duì)擾動(dòng)的響應(yīng)。周彬等利用尾流保守被動(dòng)模型對(duì)尾流進(jìn)行實(shí)時(shí)仿真，通過(guò)分析大氣環(huán)境中風(fēng)速對(duì)為尾流運(yùn)動(dòng)的影響，發(fā)現(xiàn)當(dāng)側(cè)向風(fēng)速為1.0～3.0m／s時(shí)是最危險(xiǎn)的［40］。Fan等使用不同飛行條件下的數(shù)據(jù)，利用尾流遭遇模型（wake encounter model，WEM）產(chǎn)生不同類別飛機(jī)的尾流區(qū)域［41］。其二是基于模擬 機(jī)驗(yàn)證，20世紀(jì)90年代后期，F(xiàn)AA 與波音公司（Boeing）在B727－200模擬機(jī)上進(jìn)行了尾流遭遇試驗(yàn)，使飛行員能熟悉尾流的危險(xiǎn)、以及遭遇尾流后的操作響應(yīng)。Schwarz與Hahn提出了簡(jiǎn)化危險(xiǎn)區(qū)域（simplified hazard areas，SHA）方案［42］，引入滾轉(zhuǎn)控制 率（roll control ratio，RCR），根據(jù)前機(jī)參數(shù)以及天氣狀況，估算安全區(qū)域。該方案在研究尾流遭遇與響應(yīng)，以期在確保安全的前提下提高機(jī)場(chǎng)容量水平得到廣泛應(yīng)用［43－44］。Schwarz與Hahn 對(duì)該方案進(jìn)行全飛行模擬研究［45］，并將自動(dòng)駕駛儀作為前饋控制模塊引入［46］，驗(yàn)證SHA 方案。目前，F(xiàn)AA 和Euro－Control主要研究如何使用飛行數(shù)據(jù)記錄儀（flight data recorder，F(xiàn)DR）數(shù)據(jù)，分析和研究遭遇尾流的安全性評(píng)價(jià)問(wèn)題，并將此作為上述2種方案的重要補(bǔ)充。

3 結(jié)束語(yǔ)

縮小尾流間隔標(biāo)準(zhǔn)，能夠有效提高機(jī)場(chǎng)跑道容量，從而緩解目前的空域擁堵與延誤頻繁的問(wèn)題。對(duì)于空管運(yùn)行而言，基于動(dòng)態(tài)尾流間隔是實(shí)現(xiàn)尾流間隔縮減的最為有效的手段，其核心在于尾流的預(yù)測(cè)與遭遇評(píng)估。未來(lái)的動(dòng)態(tài)尾流間隔研究主要集中于以下幾個(gè)方面。

1）緊扣未來(lái)空管的基于軌跡運(yùn)行（trajectory based operation，TBO）理念，將基于距離的尾流間隔標(biāo)準(zhǔn)逐步向基于時(shí)間的尾流間隔標(biāo)準(zhǔn)過(guò)渡。

2）不僅僅研究與開(kāi)發(fā)地面的尾流預(yù)測(cè)與探測(cè)工具與技術(shù)，還要發(fā)展機(jī)載的相關(guān)尾流預(yù)測(cè)與探測(cè)工具，最終實(shí)現(xiàn)空中間隔的自主保持。

3）聯(lián)合進(jìn)場(chǎng)管理（arrival management，AMAN）、離場(chǎng)管理（departure management，DMAN）、點(diǎn)匯聚（point merger system，PMS）等先進(jìn)運(yùn)行工具，進(jìn)一步提高空域容量，實(shí)現(xiàn)空中交通流的安全、高效運(yùn)行。

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