田志強(qiáng)，王永虎，葉佑軍

(中國民用航空飛行學(xué)院 飛行技術(shù)學(xué)院，四川 廣漢 618307)

0 引言

隨著我國民航事業(yè)的發(fā)展，大型飛機(jī)的運(yùn)行數(shù)量逐漸增多，小型民用飛機(jī)的種類和數(shù)量也在增加，飛機(jī)種類的多樣化、多用化已成為明顯的趨勢。飛機(jī)數(shù)量的增加，其在航路飛行、著陸、進(jìn)離場時(shí)相遇的概率也會(huì)提高，這要求飛機(jī)之間在航路、進(jìn)近、著陸、離場上必須保持安全間隔，以防止發(fā)生沖突，甚至碰撞。當(dāng)然，當(dāng)前飛機(jī)的導(dǎo)航設(shè)備、電子設(shè)備等技術(shù)有了很大的提高，為飛機(jī)的間隔保留和安全飛行提供了強(qiáng)有力保障，但是，飛機(jī)尾流的影響是不容忽視的。飛行過程中產(chǎn)生的尾流對后面的飛機(jī)造成巨大的影響，是制約飛機(jī)運(yùn)行數(shù)量和安全的重要因素之一。

一般國內(nèi)對于尾流的分析主要有兩方面：一是圍繞尾流本身的變化特性；二是尾流對后機(jī)的影響和預(yù)測，并建立飛機(jī)之間必要的安全間隔。在尾流研究中，主要圍繞尾流的強(qiáng)度、速度、持續(xù)時(shí)間以及產(chǎn)生的尾流區(qū)進(jìn)行建模和仿真。其中胡軍運(yùn)用飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)比例系數(shù)f來衡量尾渦對后機(jī)的影響程度，給出了理論間隔時(shí)間為t時(shí)的危險(xiǎn)遭遇概率值[1]。朱代武建立了尾流強(qiáng)度和速度模型，提出翼尖處尾流最大速度約19m/s，渦旋最大生存時(shí)限約2min[2]。在理論方程基礎(chǔ)上，對模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分，利用湍流模型有限元求解，也是尾流研究的熱點(diǎn)和重點(diǎn)，周彬等對尾流二維可視化仿真，從能量的角度分析尾流保守被動(dòng)參量的演化[3]。徐肖豪等采用大渦數(shù)值模擬驗(yàn)證了渦核崩裂和渦對的連接、下沉現(xiàn)象[4]。溫瑞英等采用RSM湍流模型模擬了近場尾渦特性，得到渦核半徑約為翼展的5%～10%[5]。

國外關(guān)于尾流的研究較早，無論是從模型建立和數(shù)值分析，還是實(shí)驗(yàn)和模擬數(shù)據(jù)收集，以及尾流間隔優(yōu)化都比較深入，其中Proctor等分析了在分切變和湍流等外界條件影響下的尾渦傳播消散情況，建立了初始背景湍流程序[6]。Matayoshi運(yùn)用尾渦咨詢系統(tǒng)(WVAS)驗(yàn)證縮小的尾流間隔，并對尾渦遭遇風(fēng)險(xiǎn)評估[7]。

目前，國內(nèi)對于大型飛機(jī)的尾流實(shí)驗(yàn)較少，尾流數(shù)據(jù)多是通過風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)和機(jī)場雷達(dá)觀測，為了為尾流研究提供更多的基礎(chǔ)數(shù)據(jù)，本文將近幾年關(guān)于尾流的事故事件進(jìn)行總結(jié)梳理，運(yùn)用朱代武等人的尾流參數(shù)計(jì)算模型，結(jié)合各方面的仿真數(shù)據(jù)結(jié)果，以2017年1月7日阿拉伯海上空事件為例，進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算，獲得了尾流相關(guān)的數(shù)據(jù)結(jié)果，分析了遭遇尾流的嚴(yán)重程度。

1 尾流間隔標(biāo)準(zhǔn)對比

為了防止飛機(jī)間尾流相互作用的影響，國內(nèi)外對此做出了相關(guān)的法律規(guī)定。國際民航組織(ICAO)、中國民航、美國聯(lián)邦航空管理局(FAA)當(dāng)前使用的尾流間隔標(biāo)準(zhǔn)分別如表1～表3所示。

表1 ICAO雷達(dá)尾流間隔

表2 中國民航雷達(dá)尾流間隔

表3 FAA尾流間隔標(biāo)準(zhǔn)(NM)

通過對比，可以發(fā)現(xiàn)ICAO按照飛行器的重量將其分為重型、中型、輕型三類，我國除此三類外，將體積重量巨大的A380單獨(dú)分做一類，F(xiàn)AA則將B757單獨(dú)分做一類，使標(biāo)準(zhǔn)的劃分更加具體。對于各類型航空器之間的雷達(dá)尾流間隔標(biāo)準(zhǔn)，ICAO和FAA的尾流間隔標(biāo)準(zhǔn)相對一致，而我國的尾流間隔要明顯大一些，比較保守，這制約了空域內(nèi)飛機(jī)運(yùn)行的數(shù)量，影響了我國民航的快速發(fā)展。

針對民航的未來發(fā)展，F(xiàn)AA提出了新一代尾流間隔標(biāo)準(zhǔn)，如表4所示。該標(biāo)準(zhǔn)是按照機(jī)型的重量和翼展進(jìn)行劃分，將各機(jī)型分為六類，使各機(jī)型間尾流間隔更加精準(zhǔn)，有利于空域大容量的運(yùn)行，同時(shí)，我國可以借鑒相關(guān)的資料數(shù)據(jù)，制定出適合我國的下一代尾流間隔標(biāo)準(zhǔn)。

表4 RECAT尾流間隔分類標(biāo)準(zhǔn)(NM)

*注：表中加粗?jǐn)?shù)字表示某些飛機(jī)對間隔增加；有下劃線數(shù)字表示某些飛機(jī)對間隔減少；MRS表示2.5nm或3nm

2 “吃尾流”事件分析

飛機(jī)從離地到機(jī)場著陸，整個(gè)過程中時(shí)刻伴隨著尾流的形成，而形成尾流的強(qiáng)弱與自身重量和速度有著密切的聯(lián)系。大型飛機(jī)的發(fā)展帶來了諸多好處，尤其是A380的運(yùn)營，但同時(shí)飛機(jī)也會(huì)產(chǎn)生巨大的尾流。梳理近幾年因尾流而造成的航空事件(見表5)，都對飛行造成了嚴(yán)重的影響。

表5 尾流相關(guān)事件

其中，2001年11月12日美國航空587號班機(jī)空難中，A300飛機(jī)于起飛后1分鐘在同一條跑道起飛，飛入了由前一班航機(jī)所造成的尾流亂波中，飛行員在控制飛機(jī)過程中誤操作，最終致使飛機(jī)失速墜毀。

2017年1月7日，阿拉伯海上空A380客機(jī)在航道FL350飛行，龐巴迪挑戰(zhàn)者604型小型商務(wù)飛機(jī)在A380下方約1000ft反向飛過，結(jié)果A380的強(qiáng)勁尾流導(dǎo)致挑戰(zhàn)者604型飛機(jī)失控空中反轉(zhuǎn)，反轉(zhuǎn)了有3到5圈，且引擎同時(shí)熄火，發(fā)生了嚴(yán)重的事故。這是由飛機(jī)尾流導(dǎo)致的一起飛行安全事故。

實(shí)際中，還有許多因尾流而使飛機(jī)失去正常操縱的事件，對人對飛機(jī)都造成了不同程度的傷害，尾流所形成的危險(xiǎn)區(qū)及其變化發(fā)展嚴(yán)重影響著后機(jī)的飛行。

3 尾流計(jì)算研究

以2017年1月7日事件為例，做出以下分析：

關(guān)于尾流間隔標(biāo)準(zhǔn)，ICAO在航空法規(guī)中有明確的規(guī)定，在進(jìn)場和離場、起飛和著陸以及航路穿越、交叉情況下，各機(jī)型間應(yīng)該保持尾流間隔。這一事件是在航路上發(fā)生的，而在航空法規(guī)中沒有明確規(guī)定航路上的尾流間隔，因此航空器僅受管制間隔的約束，并要求航空器在規(guī)定的高度層上飛行，遵循東單西雙的原則，且相鄰兩高度層間隔為300m，該高度間隔滿足航空器管制間隔標(biāo)準(zhǔn)，而在該事件中，雖然兩航空器的間隔約有300m，但由于尾流影響，造成了重大的事故。

圖1 A380和龐巴迪挑戰(zhàn)者604

A380龐巴迪-挑戰(zhàn)者604最大起飛重量(kg)56000021882翼展(m)79.7514.6最高巡航速度(km/h)1089.36869

*注:表中部分為近似數(shù)據(jù)

根據(jù)ICAO分類標(biāo)準(zhǔn)，A380由于其龐大的體型重量屬于重型機(jī)，龐巴迪挑戰(zhàn)者604型飛機(jī)屬于中型機(jī)。兩架飛機(jī)的外觀如圖1所示，上面為四發(fā)發(fā)動(dòng)機(jī)的A380，下面是雙發(fā)的龐巴迪飛機(jī)。兩架飛機(jī)的基本數(shù)據(jù)如表6所示。

3.1 尾流強(qiáng)度計(jì)算

在民用飛機(jī)中，尾流主要由螺旋槳飛機(jī)螺旋槳旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的滑流、機(jī)翼表面橫向流動(dòng)氣流產(chǎn)生的紊流、噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)飛機(jī)產(chǎn)生的噴流和翼尖處產(chǎn)生的翼尖渦組成。其中，翼尖渦是尾流的主要部分。在氣流流過機(jī)翼過程中，由于翼尖處上下翼面壓差而產(chǎn)生氣流翻轉(zhuǎn)，此時(shí)便會(huì)產(chǎn)生翼尖渦，隨著飛機(jī)的起飛飛行，便會(huì)拖出兩條長長的尾流。對于四發(fā)的A380而言，噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)飛機(jī)產(chǎn)生的強(qiáng)大噴流也會(huì)融合到向內(nèi)反轉(zhuǎn)的尾流中，影響著尾流的變化和發(fā)展，但本文分析時(shí)，不考慮發(fā)動(dòng)機(jī)噴流的作用。

飛機(jī)受升力在空中飛行，機(jī)翼剖面所受升力的分布情況如圖2所示。

圖2 機(jī)翼剖面升力分布情況

為了便于求解，將機(jī)翼受力分布近似視為橢圓受力分布，則有初始渦流間距：

(1)

式中，bL為機(jī)翼翼展，b′為初始渦流間距。

在巡航階段，飛機(jī)做等速、等高的直線飛行，處于平飛狀態(tài)，受力情況可近似為圖3所示。

圖3 A380巡航階段受力分布

圖中：P為拉力；D為阻力；W為重力；LL為升力。P=D，W=LL，即升力等于重力。

根據(jù)庫塔-茹科夫斯基定理[8]，渦流環(huán)量Γ是關(guān)于升力L、空速V和空氣密度ρ的函數(shù)：

L=ρVΓ

(2)

則A380的尾流強(qiáng)度有：

(3)

式中，Γ0為初始環(huán)量；LL為升力；VL為空速；b′為初始渦流間距。

從式(3)可以看出，尾流強(qiáng)度生成階段與飛行升力、飛行速度、機(jī)翼翼展和空氣密度有關(guān)，飛行升力也即飛機(jī)重量越大，尾流強(qiáng)度越大；空氣越稀薄，尾流強(qiáng)度越大；機(jī)翼翼展越小，飛行速度越小，尾流強(qiáng)度越大。

表7 部分國際標(biāo)準(zhǔn)大氣表

*注：p0=1.225kg/m3

對于A380尾流強(qiáng)度的計(jì)算，假定其重量為最大起飛重量，由表6可查到，飛機(jī)產(chǎn)生的升力等于重力，在其他條件一定時(shí)，此時(shí)產(chǎn)生的尾流強(qiáng)度最大，對后面的飛機(jī)而言也是最糟糕的。假定飛行速度為最高巡航速度，此時(shí)的高度為35000ft，而所對應(yīng)的標(biāo)準(zhǔn)大氣密度為0.3796kg/m3，查表7計(jì)算可得，若飛行高度在表中查不到時(shí)，可使用插值法進(jìn)行求解。飛機(jī)翼展見表6。根據(jù)方程(3)可計(jì)算出飛機(jī)的初始尾流強(qiáng)度為762.78m2/s。

3.2 尾流運(yùn)動(dòng)

尾流的整個(gè)過程依次是產(chǎn)生階段、穩(wěn)定階段和消散階段。在變化發(fā)展中，除了受到自身特性和重力作用外，同時(shí)也要受到外界環(huán)境的影響，如順逆風(fēng)、大氣湍流和近地面效應(yīng)等。本文假定大氣環(huán)境是穩(wěn)定的，尾流僅在重力和自身速度相互作用下飄降變化。

A380尾流的垂直速度分量與后機(jī)龐巴迪挑戰(zhàn)者604型飛機(jī)的翻滾有著密切的聯(lián)系，根據(jù)畢奧-薩伐爾定律[9]，由上面所求得的尾流環(huán)量，可求出空間一點(diǎn)的誘導(dǎo)速度：

(4)

式中，W為尾渦初始下降速度；a為空間一點(diǎn)與尾渦中心的距離。

當(dāng)a為b′時(shí)，Γ為Γ0，則有

(5)

式中，W0為尾流垂直速度。

則可求出渦對相互誘導(dǎo)下的初始尾流速度，求解W0得到1.94m/s。

一般而言，兩圓柱渦流之間的間隔會(huì)越來越小，并會(huì)下沉衰減直至消散[10]。飛機(jī)尾流會(huì)因本身向下的誘導(dǎo)流而下沉，假設(shè)高空氣流是穩(wěn)定的，尾流經(jīng)歷卷起階段形成的渦流對會(huì)在時(shí)間t內(nèi)達(dá)到間隔距離b′，則b′間隔所需時(shí)間為：

t0=2πb′2Γ0

(6)

求解得到t0為32.32s。

t0是尾流從產(chǎn)生到穩(wěn)定階段所用的時(shí)間，而尾流在航路階段從形成到消亡最長可持續(xù)3min，尾流在變化中會(huì)產(chǎn)生一個(gè)尾流區(qū)，形成一個(gè)尾流包線，如圖4所示。進(jìn)入包線內(nèi)的飛機(jī)會(huì)因所處的位置不同而產(chǎn)生不同程度的影響。

圖4 飛機(jī)形成的尾流區(qū)

在本案例中，龐巴迪挑戰(zhàn)者604型飛機(jī)反向闖入A380的尾流區(qū)，從計(jì)算結(jié)果可以看出，A380產(chǎn)生的尾流強(qiáng)度是特別大的，而對于龐巴迪挑戰(zhàn)者604型飛機(jī)來說，受到了強(qiáng)大的垂直不均勻力，沒有足夠的控制力來緩解突然而來的強(qiáng)大尾流，因此致使飛機(jī)反轉(zhuǎn)了數(shù)圈，兩發(fā)動(dòng)機(jī)直接失效，造成嚴(yán)重的事故征候。

3.3 遭遇尾流程度分析

尾流對后機(jī)的影響是不同的，它受飛機(jī)所處尾流包線內(nèi)的位置、前機(jī)飛機(jī)產(chǎn)生的尾流強(qiáng)度、后機(jī)自身的控制能力和外界大氣環(huán)境的制約。針對尾流的影響可進(jìn)行尾流嚴(yán)重程度劃分和遭遇尾流程度預(yù)測，如圖5所示。

圖5 尾流及其影響程度嚴(yán)重性劃分

根據(jù)圖5的尾流強(qiáng)度分類和預(yù)測，可以將前面提到的事件進(jìn)行劃分，1994年的匹茲堡空難中飛機(jī)只是遭遇了中等程度的尾流，但是卻造成了災(zāi)難性事故，尾流是誘發(fā)事故發(fā)生的第一因素。2001年的美國航空587號班機(jī)空難中，后機(jī)遭受了極端程度的尾流而難以控制，造成了人員的死亡，發(fā)生了災(zāi)難性事故，尾流是主要的因素。2012年9月14日維珍澳洲客機(jī)事件，飛機(jī)遭到一定程度的尾流，但在機(jī)組人員的合理操縱下脫離了危險(xiǎn)，屬于事故征候。2017年1月7日阿拉伯海上空事件，龐巴迪挑戰(zhàn)者604型飛機(jī)遭遇了嚴(yán)重的尾流，且飛機(jī)損壞嚴(yán)重，但最終安全降落，屬于重大事件。從這些事件中可以看出，飛機(jī)所遭遇到的尾流程度大小并不一定會(huì)完全影響飛機(jī)的操縱性能，造成相對應(yīng)的事件。在飛機(jī)遭遇尾流到飛機(jī)最終發(fā)生的情況之間，受到外界環(huán)境和飛行員的影響，如圖6所示。其中飛行員在熟悉尾流特點(diǎn)的情況下，是可以避免或擺脫尾流影響的。

圖6 遭遇尾流與最終情況示意圖

4 結(jié)語

本文首先綜合了典型的尾流相關(guān)事件，然后根據(jù)2017年1月7日尾流事件，結(jié)合飛機(jī)的基本數(shù)據(jù)參數(shù)，計(jì)算出了航路上A380產(chǎn)生的尾流強(qiáng)度、初始下降速度和時(shí)間，并根據(jù)尾流對后機(jī)的影響進(jìn)行了總結(jié)分析。

在飛機(jī)遭遇尾流時(shí)，為使飛機(jī)返回到正常狀態(tài)，除要求飛機(jī)搭載靈敏有效的尾流探測裝置外，還要飛行員保持冷靜的意識，掌握避免和改出尾流的技能，增加模擬機(jī)尾流遭遇訓(xùn)練科目。

基于當(dāng)前國內(nèi)外的尾流研究，其中尾流應(yīng)對研究特別是尾流改出程序和尾流緩解裝置的研究，還需建立一整套預(yù)防和應(yīng)對的設(shè)施，包括檢測、分析、預(yù)測、避開和改出等。