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(1. 中國民航大學(xué) 空中交通管理學(xué)院, 天津 300300; 2. 北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院, 北京 100028)

0 引 言

飛機機翼在產(chǎn)生升力時，上下翼面壓強差導(dǎo)致氣流延展向運動，在兩個翼尖處形成旋轉(zhuǎn)方向相反的翼尖渦。在相互誘導(dǎo)、大氣湍流、側(cè)風(fēng)和空氣黏性等因素的共同作用下，形成強度逐漸衰弱、高度逐漸降低的尾渦流場[1]。

尾渦流場的演變與消散對飛行安全和機場終端區(qū)運行效率有重要影響。當(dāng)后方飛機誤入前機的尾渦流場中時，在誘導(dǎo)下洗速度作用下，可能會發(fā)生傾斜、滾轉(zhuǎn)、失速、急劇俯仰等影響飛行軌跡和操縱性的危險情況，處置不當(dāng)極易發(fā)生飛行事故[2]。前后飛機之間的尾流安全間隔取決于前機尾渦強度、大氣環(huán)境和后機操控能力。現(xiàn)行的尾流間隔標(biāo)準(zhǔn)基本是在20世紀(jì)60年代建立的，它將航空器按照最大起飛重量來進(jìn)行分類，然后給出不同類別組合下的間隔標(biāo)準(zhǔn)。這些標(biāo)準(zhǔn)不僅保守，而且同一類別中不同機型的安全余量也有較大差異，在一定程度上限制了大型繁忙機場和終端區(qū)的容量，造成了不必要的延誤和等待[3]。

從20世紀(jì)60～70年代開始，伴隨著大型噴氣飛機的商業(yè)化應(yīng)用，飛機尾流對飛行安全的影響開始引起研究者的關(guān)注。20世紀(jì)90年代以來，隨著空中交通流量的日益高增，飛機尾流已成為機場容量的重要限制之一。通過技術(shù)手段安全審慎地縮減尾流間隔以提高機場容量，已成為國際空管界的一個重要研究熱點。美國聯(lián)邦航空局(FAA)、美國宇航局(NASA)，以及歐洲空管局(EUROCONTROL)、德國宇航研究中心(DLR)、荷蘭航空研究院(NLR)等機構(gòu)在NextGen和SESAR項目的支持下，從尾流消散、數(shù)值模擬、尾流遭遇、雷達(dá)探測等方面開展了大量基礎(chǔ)研究[4-5]。

隨著計算機運算速度的提高和計算方法的發(fā)展，以及尾渦直接探測精度的不斷改進(jìn)，目前針對尾渦流場的研究方法在技術(shù)手段上可以分為兩種：(1)基于實測設(shè)備的直接探測[6-7]；(2)流場參數(shù)的仿真計算。根據(jù)仿真的方式和用途，又可以分為基于計算流體動力學(xué)方法(Computational Fluid Dynamics, CFD)的數(shù)值模擬技術(shù)和基于分離渦演變機理與實驗數(shù)據(jù)的快速仿真計算技術(shù)[8-9]。

本文主要總結(jié)了近年來國內(nèi)外研究者在尾渦流場仿真方面的研究狀況，詳細(xì)論述了尾渦流場的數(shù)值模擬技術(shù)和尾渦參數(shù)的快速仿真計算技術(shù)的有關(guān)方法和模型，并提出了該領(lǐng)域未來的研究重點，為今后研究工作的開展提供相關(guān)參考意見。

1 飛機尾渦流場的數(shù)值模擬

20世紀(jì)90年代以后，隨著計算機硬件和計算理論的快速發(fā)展，CFD在航空中的應(yīng)用也引起越來越多的關(guān)注[10]。根據(jù)計算機的配置條件和研究湍流目的的不同，湍流數(shù)值模擬的精細(xì)程度分為不同層次：為了對湍流物理性質(zhì)進(jìn)行深入了解，需要用最精細(xì)的數(shù)值計算，這時應(yīng)從流體控制方程(Navier-Stokes)出發(fā)，對湍流進(jìn)行直接數(shù)值模擬(Direct Numerical Simulations, DNS)[11]，由于占用計算資源巨大，一般只用于研究簡單湍流的物理機制，無法用來對飛機尾流進(jìn)行數(shù)值模擬；而在實際工程應(yīng)用中通常只需要對湍流統(tǒng)計量進(jìn)行預(yù)測，這時可以從雷諾平均方程(Reynolds Averaged Navier-Stokes，RANS)出發(fā)，對湍流進(jìn)行雷諾平均數(shù)值模擬[12]；由于湍流中動量、標(biāo)量輸運主要靠大尺度脈動，且大尺度脈動與邊界條件密切相關(guān)，而小尺度脈動趨于各向同性，因此可只對大尺度脈動用控制方程直接計算，而對小尺度脈動用湍流模型計算出對大尺度的影響，這就是介于DNS和RANS之間的大渦模擬方法(Large Eddy Simulations, LES)[13]。

1.1 基于RANS的尾流流場數(shù)值模擬

基于RANS方程框架下的湍流模擬方法,其優(yōu)點是易實現(xiàn)、高性價比(計算開銷小)以及強魯棒性,但是與此對應(yīng)的缺點是計算精度不夠，尤其是在當(dāng)?shù)赝膭幽苌膳c耗散存在較大差異時，會抹殺流場的許多細(xì)節(jié)。

Jerome等[14]采用RANS方程和不同湍流模型對NACA0012三維機翼進(jìn)行了一系列翼尖渦的數(shù)值模擬。計算結(jié)果表明，帶旋轉(zhuǎn)修正的Spalart-Allmaras(S-A)模型相對其他模型更準(zhǔn)確。Flaszynski等[15]針對船舶推進(jìn)螺旋槳的梢渦問題，使用RANS方法進(jìn)行了數(shù)值模擬，并分析了網(wǎng)格劃分、湍流模型等對模擬梢渦問題時所產(chǎn)生的影響。研究表明在網(wǎng)格生成方面，對翼尖以及翼尖下游附近的網(wǎng)格加密是非常明智的做法。

韓寶玉等[16]研究了不同湍流模型對翼尖渦流場數(shù)值模擬結(jié)果的影響。劉薇等[17-18]對NACA0012機翼的近場翼尖渦流場進(jìn)行了數(shù)值計算。結(jié)果表明：RKE模型要優(yōu)于S-A模型，與實驗值更為吻合。同時，谷潤平等[19]采用RKE湍流模型研究了翼尖渦擴散器對尾流的影響。加裝翼尖渦擴散器可以阻擋下翼面高壓氣流向上翼面流動，將翼尖渦分隔成渦量相反的四個渦，在流向下游的過程中彼此消耗能量，最終減小了尾流的范圍和強度。溫瑞英等[20]對B757-200飛機的近場尾渦特性進(jìn)行數(shù)值模擬，并對飛機尾渦參數(shù)進(jìn)行了相關(guān)計算。結(jié)果表明：在飛機尾渦的近場區(qū)域，渦核間距隨流向距離的增加線性減小；尾渦切向速度的最大值隨流向距離的增加呈指數(shù)規(guī)律遞減；渦核半徑約為機翼展長的5%～10%。

1.2 基于LES的尾流流場數(shù)值模擬

大渦模擬(LES)方法是對流場中起支配或決定動量和能量輸運作用的大尺度渦進(jìn)行直接求解NS方程，對于過濾掉的小尺度的渦進(jìn)行建模處理。相比于RANS方法，由于克服了湍流統(tǒng)計模式的一些缺點，其封閉模型具有較寬的適應(yīng)范圍，并且在復(fù)雜流動的模擬中可以得到湍流運動的細(xì)微結(jié)構(gòu)和流動現(xiàn)象，更具有一般性和通用性。但是，LES方法缺點是計算量很大。

Ghias等[21]采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和LES的方法對NACA2415矩形機翼進(jìn)行了數(shù)值模擬，翼尖為方形，雷諾數(shù)為1.0×105，采用動態(tài)亞格子模型以及浸沒邊界法，分析了主渦和二次渦在翼尖自前緣開始逐漸演化的過程。Jiang等[22]使用LES方法對翼尖渦近場特性進(jìn)行計算研究，分析了瞬態(tài)尾渦流場的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)。Takashi和Frank等[23]采用LES方法對飛機尾渦流場進(jìn)行數(shù)值模擬，分析了尾渦的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)，以及湍流內(nèi)部交換過程?；谟嬎銛?shù)據(jù)，對不同氣象要素下的尾渦強度消散情況進(jìn)行對比分析，如圖1所示。

圖1 不同氣象因素影響下的尾渦強度消散數(shù)據(jù)Fig.1 Decay of wake vortex circulation under different meteorology conditions

Han等[24]采用LES方法研究尾渦的消散規(guī)律，以及地面效應(yīng)、大氣湍流等對尾渦消散的影響。Mokry[25]采用LES方法來研究尾渦的消散規(guī)律，以及地面效應(yīng)、大氣湍流等對尾渦消散的影響。Dedesh等[26]采用LES方法研究了側(cè)風(fēng)剪切梯度對尾流的影響，發(fā)現(xiàn)遠(yuǎn)離壁面的尾流渦對在側(cè)向風(fēng)切變的垂直梯度作用下，尾渦軌跡發(fā)生變形，從而引起連續(xù)消散，加快尾渦環(huán)量的衰減，但是當(dāng)渦核展向距離增大時，尾流壽命明顯增大。

Stephan和Holz?pfel等[27-28]采用LES方法研究了近地階段航空器尾渦流場的演化過程。研究表明，機場附近下墊面的狀況會影響尾渦的消散，特別是在機場合理地布置干擾板則可以在飛機經(jīng)過時自動觸發(fā)二次渦的產(chǎn)生，通過與尾流主渦的相互誘導(dǎo)，可以加快尾流的消散，如圖2所示。

在此基礎(chǔ)上，Stephan和Holz?pfel等[29-30]提出了一種基于渦動力學(xué)的加快尾渦耗散的新方法,即通過安裝在地面的干擾裝置,觸發(fā)二級渦,形成湍渦耗散。

國內(nèi)的趙洪盛和徐肖豪等[31]采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和LES方法，對波音737-300飛機在進(jìn)近著陸階段的尾渦流場進(jìn)行了數(shù)值模擬，驗證了渦核的迸裂消散、渦對的連接消散和渦對的下沉現(xiàn)象,再現(xiàn)了Crow關(guān)聯(lián)發(fā)生后渦對消散的不對稱性。但由于采用Smargrinsky渦粘模式來封閉控制方程，致使轉(zhuǎn)捩階段湍流的耗散過大，出現(xiàn)了有悖于實際的尾流早衰現(xiàn)象。

圖2 地面二次渦對尾渦的誘導(dǎo)Fig.2 Induction of ground secondary vortex on aircraft wake vortex

1.3 基于DES的尾流流場數(shù)值模擬

Spalart等[32]將LES和基于S-A模型的RANS處理方法結(jié)合起來，通過比較當(dāng)?shù)鼐W(wǎng)格尺度與RANS計算得到的湍流混合長進(jìn)行自動切換,在網(wǎng)格密度足夠進(jìn)行LES求解的區(qū)域退化成一種SGS模型，而在密度不夠的區(qū)域成為傳統(tǒng)的RANS湍流模型，該方法被稱為DES(Detached Eddy Simulation)方法。但是DES容易導(dǎo)致模型雷諾應(yīng)力的不匹配，即MSD (Modeled Stress Depletion)缺陷，為此，Mohamed等[33]發(fā)展了改進(jìn)的DES方法，對失速情況下的NACA0015機翼的翼尖渦進(jìn)行模擬，同時將RANS與DES的計算結(jié)果進(jìn)行了對比。

Misaka等[34]采用DES方法對DLR-F6模型的尾渦流場從卷起到消散的發(fā)展演化過程進(jìn)行了數(shù)值模擬。計算結(jié)果表明，尾流初始階段中度網(wǎng)格離散導(dǎo)致在尾渦卷起后有較低的尾流環(huán)量。在初始化以后,沿飛行方向的邊界條件是繼續(xù)時間積分很關(guān)鍵的一點[35-36]。

綜上所述，在民航飛機尾渦流場的數(shù)值模擬方面，國內(nèi)外研究者采用不同的網(wǎng)格劃分方法配合高階RANS、DES和LES等數(shù)值模擬方法對翼尖渦的形成、發(fā)展、演化過程，進(jìn)行了深入細(xì)致的研究工作。這些研究不僅有利于在機理上揭示尾渦演化規(guī)律，也為尾渦流場快速仿真計算模型的持續(xù)改進(jìn)提供必要的數(shù)據(jù)基礎(chǔ)。但受計算機運算能力和計算方法的限制，在對尾渦進(jìn)行數(shù)值模擬時，有限的網(wǎng)格數(shù)量使得近場階段的模擬效果較好，特別是尾渦形成階段的模擬較為清晰，但對于遠(yuǎn)場渦的消散和運動，效果尚不夠理想。

2 飛機尾渦流場的快速仿真計算

數(shù)值模擬的精度較高,但效率較低，很難用在實時響應(yīng)空管自動化系統(tǒng)中。為此，通過對尾渦基本演化機理的分析，結(jié)合大量的實驗數(shù)據(jù)(數(shù)值模擬、尾流直接探測)來建立響應(yīng)快速、相對簡化、運算高效的計算模型(快速計算模型)，以相對準(zhǔn)確地對尾渦流場參數(shù)進(jìn)行快速仿真計算，才能滿足空中交通智能調(diào)配與規(guī)劃的應(yīng)用需要[37]。各個模型的發(fā)展過程脈絡(luò)可總結(jié)如圖3所示。

圖3 快速仿真模型的發(fā)展歷程Fig.3 Evolution of different models

2.1 CROW不穩(wěn)定性理論

Aero Vironment公司的Crow等[38]從70年代后期開始對近地面的尾渦的形成和消散特性進(jìn)行了大量的觀察和實驗，提出了Crow長波不穩(wěn)定性理論，認(rèn)為尾渦的強度消散是由于強度相同的左右機翼初始尾渦相互之間的誘導(dǎo)作用導(dǎo)致在擴散運動中兩個渦連接起來，然后重新形成一個流場。其強度在連接之后迅速減小，而且一定尺度的大氣湍流在尾渦縱向距離上所造成的不穩(wěn)定的波動加速了這種連接消散的形成。

2.2 Greene消散模型

美國NASA下屬Langley研究中心的Greene[39]認(rèn)為空氣黏性、大氣浮力和大氣紊流的作用是造成尾渦消散的主因，進(jìn)而于1986年建立了全球第一個近似的尾渦強度消散模型。在該模型中，考慮到左右翼尖渦在下游形成了近似的橢圓形狀，用下式來計算空氣黏性的作用。即：

(1)

式中，F(xiàn)V為黏性力；ρ為大氣密度；V為尾渦下沉速度；L為尾渦側(cè)向區(qū)域?qū)挾龋沪虨轲ば粤ο禂?shù)，與雷諾數(shù)(Re)有關(guān)；對于大氣層結(jié)特性的影響，用浮力頻率N(也稱B-V頻率)來表示。對于大氣湍流的影響，提出用湍動能(turbulent kinetic energy, TKE)來表示。最終的強度消散公式如下：

(2)

式中，Γ為尾渦強度；A為尾渦區(qū)截面積；z為飛行高度；b0為左右尾渦初始間距；t為尾渦形成后的消散時間。

2.3 APA消散模型

基于對數(shù)值模擬數(shù)據(jù)的分析，Sarpkaya等[40-41]認(rèn)為尾渦的消散主要取決于大氣層結(jié)穩(wěn)定性(Atmosphere Stratified Stability, ASS)和湍流強度，而與雷諾數(shù)關(guān)系不大。為此對Greene消散模型進(jìn)行了改進(jìn)，并用渦消散率(eddy dissipation rate, EDR)代替湍動能TKE來描述尾渦的消散規(guī)律，并通過與激光雷達(dá)測量結(jié)果的對比來驗證模型的精度。同時，認(rèn)為飛機后的尾渦場可以分為兩個階段：近場渦和遠(yuǎn)場渦。其中近場渦的范圍從飛機后開始到大約6個翼展的距離，也叫尾渦的卷起區(qū)(啟動區(qū))，強度不變。無因次尾渦開始消散時間(即近場渦持續(xù)時間)tc與無因次渦消散率ε*之間的經(jīng)驗公式如下：

(3)

而在遠(yuǎn)場渦階段，認(rèn)為尾渦的強度隨時間按指數(shù)形式衰減，形式如下:

(4)

式中，Γ0為尾渦的初始強度，與飛機重量、載荷因子、飛行速度、翼展大小等有關(guān)。根據(jù)經(jīng)驗，C近似地取0.452；N*為無因次的浮力頻率；e為自然底數(shù)。該模型用在NASA的動態(tài)尾流間隔系統(tǒng)(Aircraft Vortex Spacing System, AVOSS)研究中，因此也稱APA模型[42]。

2.4 TDAWP消散模型

為系統(tǒng)研究尾渦的形成、消散和運動機理，NASA建立了基于大渦模擬方法的終端區(qū)尾渦流場仿真系統(tǒng)平臺(Terminal Area Simulation System, TASS)，可實現(xiàn)對尾渦流場參數(shù)的準(zhǔn)確計算。基于該平臺的三維流場數(shù)值模擬結(jié)果，Proctor和Hamilton[43]建立了尾渦流場參數(shù)快速預(yù)測模型(TASS Driven Algorithm for Wake Prediction, TDAWP)，如式(5)所示。

(5)

圖4 TDAWP模型計算結(jié)果與大渦模擬的對比Fig.4 Comparison of decay data between TDAWP models and LES

基于數(shù)值模擬和實測數(shù)據(jù)，Pruis[44]對TDAWP模型進(jìn)行了改進(jìn)，以考慮側(cè)風(fēng)對尾渦消散的影響。周彬和王雪松等[45]在TDAWP模型基礎(chǔ)上，建立了飛機尾流快速建模方法,所得結(jié)果詳細(xì)描述了尾流系統(tǒng)中保守被動量在不同時刻的狀態(tài)分布特性。同時，還對側(cè)風(fēng)條件下的尾渦運動軌跡進(jìn)行了仿真計算，得到不同時刻尾流的狀態(tài)分布等重要特性[46]?；跀?shù)值模擬數(shù)據(jù)，趙鴻盛和徐肖豪[47]對國外的尾流消散動態(tài)預(yù)測算法進(jìn)行了改進(jìn)研究。

2.5 兩階段消散模型

基于數(shù)值模擬結(jié)果，德國宇航研究中心的Holz?pfel等[48]認(rèn)為在靠近渦核處，大氣黏性會使誘導(dǎo)速度及強度發(fā)生較大改變。因此提出用距離渦核5～15 m處的平均環(huán)量來表征尾渦強度的衰減情況，即Γ5-15；同時，在近場階段尾渦的強度也在緩慢減小，為此建立了經(jīng)典的兩階段尾渦消散模型(D2P)。其中近場渦消散模型如下：

(6)

為較好地吻合大渦模擬的數(shù)值計算結(jié)果，式(6)中的A取1.09；v1取0.16 m/s；R為平均半徑，取10 m；t1為-2.22；t為無因次消散時間。在遠(yuǎn)場渦階段，用式(7)來表示強度的消散。

(7)

式中，tc為無因次尾渦開始消散時間，與Sarpkaya模型中的計算方法相同；N*為無因次的浮力頻率；v2的大小與大氣層結(jié)特性有關(guān)。通過對LES結(jié)果的擬合，得到如下的計算公式：

v2=0.025[1-e(-N*-0.52)]

(8)

考慮到尾渦消散的隨機混沌特性，以及氣象參數(shù)探測的不確定性，Robins和Holz?pfel[49-50]對D2P模型進(jìn)行改進(jìn)，增加了隨機擾動項，形成隨機兩階段模型(P2P)?；贏PA模型和P2P模型，魏志強和徐肖豪等[51]建立了民航尾渦流場的快速仿真計算模型。

2.6 三階段消散模型

兩階段的尾渦強度消散模型較好地吻合了數(shù)值模擬結(jié)果，在歐洲的動態(tài)尾流間隔系統(tǒng)研究中得到了廣泛應(yīng)用。在此基礎(chǔ)上，Proctor等[52-53]提出將遠(yuǎn)場渦再分成兩個階段，即遠(yuǎn)場渦和超遠(yuǎn)場渦，并給出了超遠(yuǎn)場渦的消散模型，形成了三階段尾渦消散模型(3P模型)。與D2P模型相比，超遠(yuǎn)場渦的強度消散有所減緩，與數(shù)值模擬結(jié)果也更加吻合。下圖為三階段尾渦強度消散模型的示意圖。

圖5 三階段尾渦強度消散模型Fig.5 Schematic diagram for three-phase decay model

2.7 近地效應(yīng)的快速仿真

統(tǒng)計表明，絕大多數(shù)的尾渦遭遇事件發(fā)生在離地30～60 m的近地階段。當(dāng)飛機高度低于尾渦初始間隔的2倍左右時，尾渦的消散與運動會受到地面效應(yīng)影響(into ground effect, IGE)，使得尾渦消散加快、渦核間隔加大，尾渦下降趨緩[54]。地效影響的研究方法主要包括鏡像渦理論、基于數(shù)值模擬結(jié)果的建模分析、基于激光雷達(dá)探測數(shù)據(jù)的建模。

Robins等[55]將飛機的近地過程分成四個階段，通過虛擬兩個映像渦來模擬地面效應(yīng)對尾渦渦核運動軌跡的影響，但沒有考慮地面效應(yīng)對尾渦消散的影響。Proctor等[56]采用大渦模擬方法對近地階段的尾渦強度消散和渦核運動進(jìn)行了數(shù)值模擬，在大氣層結(jié)特性、湍流度、風(fēng)速等一定的情況下，分別選取不同的飛機初始離地高度(0.32b0、0.5b0、0.65b0、0.84b0和1.0b0)進(jìn)行了數(shù)值模擬?；谟嬎憬Y(jié)果，建立了近似的尾渦消散模型如式(9)所示:

(9)

數(shù)值模擬結(jié)果表明，尾渦的高度隨時間推移會先下沉后上升。上式中的tG為尾渦高度最低時的無因次時間；Γ00為t00時的尾渦強度環(huán)量。圖6給出了式(9)計算結(jié)果與大渦模擬的對比，可以看出，兩者吻合度較好。

圖6 考慮地效影響的尾渦強度消散Fig.6 Decay data of wake vortex with the influence of ground effect

谷潤平和徐肖豪等[57]研究了基于鏡像渦的近地階段尾渦運動和強度消散問題，并進(jìn)行了仿真計算。

Sereno和Pereira等[58]在近地尾渦流場的數(shù)值模擬中，將多項式混沌方法(polynomial chaos method, PC)引入Navier-Stokes方程中，以考慮不同側(cè)風(fēng)條件下二維隨機渦與地面的相互作用。研究表明，側(cè)風(fēng)大小不僅影響近地階段尾渦的運動軌跡，還有助于強度的消散。

基于法蘭克福機場激光雷達(dá)和聲納的探測數(shù)據(jù)，Holz?pfel和Steen[59]研究了近地階段的尾渦消散規(guī)律。研究表明，在計算地效對尾渦影響時，可以忽略側(cè)風(fēng)和湍流的干擾。Visscher和Lonfils[60-61]基于大量的激光雷達(dá)測試數(shù)據(jù)和LES數(shù)值模擬數(shù)據(jù)，建立了可同時考慮地面效應(yīng)和風(fēng)速影響的近地階段尾渦消散與渦核運動軌跡計算模型。

2.8 快速仿真模型的對比與應(yīng)用狀況

Proctor和Hamilton[62]對APA模型、TDWAP模型和D2P模型進(jìn)行了計算對比，同時還將這些模型的計算結(jié)果與丹佛國際機場激光雷達(dá)的探測數(shù)據(jù)進(jìn)行吻合度分析；Matthew和Donald[63]對比了常用的尾渦預(yù)測模型，并與幾個機場的脈沖激光雷達(dá)和連續(xù)波激光雷達(dá)的探測結(jié)果進(jìn)行了對比。

研究表明，盡管這些模型的表現(xiàn)形式不盡相同，但在絕大多數(shù)情況下的計算結(jié)果基本一致，與激光雷達(dá)探測數(shù)據(jù)的吻合度也比較好。但在一些極端條件下，不僅模型之間的相互偏差較大，而且同時這些模型與激光雷達(dá)探測數(shù)據(jù)的吻合度也各有優(yōu)缺，因此目前尚缺乏足夠的驗證數(shù)據(jù)以對這些模型進(jìn)行優(yōu)劣度排序[64-65]。

在NextGen和SESAR的支持下，歐美研究機構(gòu)研制了多套功能各異的動態(tài)尾流間隔系統(tǒng)，并在一些機場進(jìn)行了功能測試和驗證[66-70]。這些系統(tǒng)中采用的快速仿真模型也不盡相同，對比匯總?cè)绫?所示。

表1 快速仿真模型的應(yīng)用情況Table 1 Applications of fast calculation models in different separation systems

國內(nèi)在動態(tài)尾流間隔仿真系統(tǒng)的研究方面也開展了一些初步的研究工作。依據(jù)建立的尾渦消散模型、遭遇模型和安全間隔模型[2, 51]，魏志強[71]開發(fā)了動態(tài)尾流間隔仿真計算工具軟件，能根據(jù)前機參數(shù)、氣象參數(shù)、后機參數(shù)來計算最小尾流間隔和尾流遭遇風(fēng)險；使用該工具軟件，魏志強和劉菲等[72]以B737-800飛機為例，對翼尖小翼影響下的尾流安全問題進(jìn)行了計算分析；通過對尾流消散與運動影響因素的分析，魏志強等[73]研究了公制計量單位下的航空器分類方法，通過細(xì)分航空器的類別實現(xiàn)安全審慎地縮減尾流間隔。

綜上所述，尾流研究的最終目標(biāo)是找到最小安全間隔，在確保安全前提下提高運行效率。但最小安全間隔的影響因素眾多，取決于前機尾渦強度、尾渦強度消散情況、后機遭遇尾渦后的響應(yīng)能力等。因此需要研究開發(fā)動態(tài)尾流間隔系統(tǒng)，而尾渦流場的快速仿真計算模塊則是動態(tài)尾流間隔系統(tǒng)的重要組成部分。在尾渦流場的快速仿真計算研究方面，由于具有計算速度快、靈活性高的優(yōu)點，快速仿真計算模型已在國外的尾流間隔原型系統(tǒng)或仿真驗證系統(tǒng)中得到了一定的應(yīng)用。但由于尾渦消散機理的復(fù)雜性和不確定性，截至目前，國際上還沒有形成一個公認(rèn)的、可靠的、成熟的尾渦強度消散和渦核運動快速仿真計算模型。

3 研究現(xiàn)狀分析與未來研究重點

飛機后方的尾渦流場具有空間尺度大、演變機理復(fù)雜、影響因素眾多的特點。基于CFD方法的尾渦流場數(shù)值模擬不僅有利于在機理上揭示尾渦演化規(guī)律，也為尾渦流場的快速仿真計算提供了必要的基礎(chǔ)數(shù)據(jù)。但數(shù)值模擬方法存在計算量大、運算速度慢的缺點，不能應(yīng)用到動態(tài)尾流間隔系統(tǒng)中。流場參數(shù)的快速仿真建模技術(shù)則具有運算速度快，計算尺度范圍大的優(yōu)點，可嵌入到現(xiàn)有的空管自動化系統(tǒng)中。但精度相對較低，需要通過實測數(shù)據(jù)或探測數(shù)據(jù)來對模型進(jìn)行不斷地校準(zhǔn)和改進(jìn)。

隨著計算機仿真技術(shù)的不斷發(fā)展，為安全審慎地規(guī)避尾流影響、提高機場運行效率，在飛機尾渦流場的仿真計算領(lǐng)域，未來的研究重點主要包括：

1) 尾渦流場的全壽命周期高精度數(shù)值模擬。通常情況下，飛機尾渦流場會在飛機后方持續(xù)6～10 km，流場范圍較大。隨著高性能計算機技術(shù)、并行超算技術(shù)及數(shù)值模擬技術(shù)的發(fā)展，大流域空間高精度數(shù)值模擬是飛機尾渦流場數(shù)值模擬領(lǐng)域的研究重點之一。

2) 近地階段尾渦流場的演變機理研究。研究表明，絕大多數(shù)的尾渦遭遇事件發(fā)生在近地階段。尾流的地面效應(yīng)會阻礙尾流間隔的縮小，此時由于飛行高度很低，飛行員一旦遭遇尾流很難改出。因此，通過開展近地階段的尾渦流場數(shù)值模擬研究，以系統(tǒng)辨識尾渦流場演變機理，并予以規(guī)避也是尾流規(guī)避措施研究的新動向之一。

3) 構(gòu)建高精度尾渦流場快速仿真計算模型。為提高尾渦流場消散模型的精度，需要通過流場數(shù)值模擬方法獲得海量的尾渦運動與消散數(shù)據(jù)，通過數(shù)據(jù)挖掘處理來提高模型的準(zhǔn)確性、可靠性和吻合度。

4) 隨著激光雷達(dá)探測技術(shù)的不斷發(fā)展，利用激光雷達(dá)來探測近地階段的尾渦數(shù)據(jù)，并用來改進(jìn)尾渦計算模型的精度也成為國外最新研究動向。

5) 復(fù)雜氣象條件下的尾渦消散與運動機理研究。大氣的層結(jié)特性、湍動能耗散率、風(fēng)切變、側(cè)風(fēng)等氣象因素對尾渦的形成、發(fā)展和消散有重要影響。氣象要素探測技術(shù)與尾渦預(yù)測技術(shù)的耦合發(fā)展也需要引起研究者的重視。