4.1  尾流危險(xiǎn)遭遇基本模型

隨著民航業(yè)的不斷發(fā)展，空中飛行流量越來越大，機(jī)場容量限制逐漸成為飛行流量增長的瓶頸；而機(jī)場終端區(qū)的容量取決于許多不同的參數(shù)如：使用跑道的數(shù)量、起飛距離、落地滑行距離、進(jìn)離場航線的分布、飛行流量的小時(shí)分布率以及飛機(jī)之間的最低安全間隔等等。在許多機(jī)場終端區(qū)容量已經(jīng)趨于飽和的國際機(jī)場，如果在起飛落地過程中不考慮尾流存在的影響的時(shí)候，人們發(fā)現(xiàn)前后機(jī)之間的最小間隔完全可以縮小到2海里的間隔，這個(gè)間隔值主要是考慮到需要保證落地飛機(jī)有足夠的時(shí)間脫離跑道和起飛飛機(jī)在前機(jī)起飛離地后從滑行等待點(diǎn)進(jìn)入跑道準(zhǔn)備起飛的時(shí)間。如果實(shí)施這樣的間隔，將會大大提高終端區(qū)的容量；然而目前是不得不考慮尾流的存在所形成的潛在的飛行安全影響，因此實(shí)施最低尾流間隔標(biāo)準(zhǔn)是必要的；可是另一方面，從前面幾章的分析來看，目前正在實(shí)施的尾流最低間隔標(biāo)準(zhǔn)是相當(dāng)保守的，也就是說存在減小最低間隔標(biāo)準(zhǔn)同時(shí)并不影響飛行安全的可能。由于尾流間隔涉及到前后機(jī)相互作用的問題，可以從下面的幾個(gè)途徑來考慮如何達(dá)到減小間隔標(biāo)準(zhǔn)：一是通過改進(jìn)或者重新設(shè)計(jì)翼型及其結(jié)構(gòu)，從根本上解決削弱尾流強(qiáng)度，使得飛機(jī)產(chǎn)生的尾流初始強(qiáng)度就比較小，并且在很短時(shí)間內(nèi)就很快的消散，從而達(dá)到減小間隔的目的；二是同樣通過設(shè)計(jì)和改進(jìn)，增加飛機(jī)的抗尾流強(qiáng)度能力，同樣也可以達(dá)到縮小間隔的目的。但遺憾的是，至少在現(xiàn)在，飛機(jī)的設(shè)計(jì)和制造廠商是不可能在已有成熟的機(jī)型設(shè)計(jì)技術(shù)上單獨(dú)為了尾流間隔的問題而做出重大的修改，如果那樣的話，也許會在別的飛行性能方面做出相當(dāng)大的犧牲。因此以上這兩種途徑實(shí)際上是可想而不可行的；而比較有可能的縮小間隔的途徑是通過確定前后機(jī)狀態(tài)（包括實(shí)時(shí)的飛行重量、速度、飛機(jī)外形等）以及周圍大氣環(huán)境的參數(shù)，為每一對具體的機(jī)型序列來確定最小間隔。在這種情形下，即使是相同的機(jī)型序列由于狀態(tài)的不同，其最小間隔標(biāo)準(zhǔn)可能就不一樣；仍然以前面一章所提到的長途飛行的波音747為例，在飛行重量已經(jīng)大大減輕的情況下，管制員當(dāng)然可以縮小后機(jī)與波音747之間的間隔�？s小間隔是可能的，但是具體到在哪些情況下可以縮小間隔、減小值如何確定、其安全度又如何衡量，這都需要有理論上的分析支持和實(shí)際運(yùn)行經(jīng)驗(yàn)的判斷。

在前面曾經(jīng)討論過后機(jī)從不同方向進(jìn)入前機(jī)的尾流流場中時(shí)所遭遇的各種情況，其中以縱向進(jìn)入尾渦中心區(qū)時(shí)對后機(jī)的影響是最大，會造成不可預(yù)見突然大角度的滾轉(zhuǎn)，并且會嚴(yán)重的掉高度，因此在后面的分析中均以這種最壞情況來討論，尾流間隔最低標(biāo)準(zhǔn)也是保證避免出現(xiàn)這種最壞情況下的最低間隔標(biāo)準(zhǔn)。

4.1.1  滾轉(zhuǎn)比例系數(shù) 

首先需要確定的是如何來衡量尾流對后機(jī)所造成的影響程度；考慮到當(dāng)尾渦作用在大翼上形成的滾轉(zhuǎn)力矩使得飛機(jī)產(chǎn)生大角度滾轉(zhuǎn)時(shí)，飛行員必然要采取措施，操縱飛機(jī)的副翼偏轉(zhuǎn)以產(chǎn)生作用相反的滾轉(zhuǎn)力矩來抵消尾流的作用（如圖4-1所示）。當(dāng)飛行員控制的滾轉(zhuǎn)力矩超過尾渦的作用力矩時(shí)，就可以控制住飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，并進(jìn)一步恢復(fù)平衡，從而不會造成大的危害；而有時(shí)候當(dāng)尾渦的強(qiáng)度足夠大，以至于超出了飛機(jī)自身所能產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩時(shí)，飛行員將失去對飛機(jī)的控制，這時(shí)就會出現(xiàn)最壞的情況。當(dāng)?shù)退俣�、小翼展的小型機(jī)進(jìn)入寬體客機(jī)的尾渦中心時(shí)，由于寬體客機(jī)的尾渦強(qiáng)度非常大，很有可能在消散了一段時(shí)間后仍然會超過小型機(jī)自身的控制滾轉(zhuǎn)力矩；曾經(jīng)有過這樣的事故：一架Learjet-23型的噴氣式行政機(jī)不慎進(jìn)入C-5A大型運(yùn)輸機(jī)的尾渦中突然產(chǎn)生3600的滾轉(zhuǎn)，飛行人員對飛機(jī)          圖4-1尾渦對后機(jī)影響示意圖

完全失去了控制。因此，從這個(gè)角度來看，可以設(shè)定一個(gè)比例系數(shù) ,它是由尾渦產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)加速度 與 后機(jī)由副翼偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的最大控制滾轉(zhuǎn)加速度 的比值，用來衡量尾渦形成的滾轉(zhuǎn)作用效果與飛機(jī)副翼偏轉(zhuǎn)形成的可控制作用效果之間的相對大��；即：

  （4-1）

當(dāng) 時(shí)： ，說明尾渦的強(qiáng)度已經(jīng)足夠大，超過了飛行員對飛機(jī)的最大滾轉(zhuǎn)控制能力；此時(shí)飛機(jī)完全失去了控制，處于極為危險(xiǎn)的狀態(tài)。

當(dāng) 時(shí)： ，此時(shí)飛行員操縱副翼所產(chǎn)生的最大滾轉(zhuǎn)力矩正好抵消尾渦所產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)；但是在此同時(shí)，飛行員也沒有剩余的能力來控制飛機(jī)恢復(fù)平衡，僅僅只是維持飛機(jī)不再繼續(xù)滾轉(zhuǎn)；正好處于一種臨界狀態(tài)。假定飛行員的反應(yīng)時(shí)間為零，即當(dāng)尾渦作用在機(jī)翼上的同時(shí)，副翼也立刻產(chǎn)生作用相反的力矩，此時(shí)飛機(jī)可以仍然維持其當(dāng)前的平衡狀態(tài)；但考慮到運(yùn)動(dòng)的慣性，飛行人員的反應(yīng)時(shí)間等因素時(shí)（飛行試驗(yàn)表明飛行人員從感覺到尾渦的滾轉(zhuǎn)作用到采取相應(yīng)操作的反應(yīng)時(shí)間為零點(diǎn)八秒左右），此時(shí)飛機(jī)必然已經(jīng)產(chǎn)生小角度的滾轉(zhuǎn)，即飛行員很快控制住飛機(jī)使其不再繼續(xù)滾轉(zhuǎn)，但已經(jīng)形成的側(cè)滑角將使得飛機(jī)不再保持預(yù)定的航向了；因此在 時(shí)，可以認(rèn)為飛機(jī)仍然處于臨界危險(xiǎn)狀態(tài)。

當(dāng) 時(shí)，  ，此時(shí)飛行員操縱副翼所產(chǎn)生的最大滾轉(zhuǎn)力矩不僅可以補(bǔ)償尾渦所產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，而且還可以重新恢復(fù)平衡，使飛機(jī)回到正常情況下的狀態(tài)；在這種情形下飛行員對飛機(jī)具有足夠的控制力，可以視為較安全的狀態(tài)。

這樣，比例系數(shù) 的大小可以用來較好的衡量尾渦對后機(jī)影響程度；事實(shí)上，從尾渦中心區(qū)進(jìn)入流場時(shí)，尾渦對后機(jī)的影響不僅僅是造成大幅度的滾轉(zhuǎn)，還因?yàn)槲矞u流場在后機(jī)水平尾翼和垂直尾翼上同樣產(chǎn)生作用力，會導(dǎo)致飛機(jī)同時(shí)產(chǎn)生偏航和俯仰運(yùn)動(dòng)。所以，如果要精確衡量尾渦對后機(jī)所造成的影響程度，應(yīng)當(dāng)是綜合三個(gè)方面的考慮。

但由于在這三個(gè)方面的影響運(yùn)動(dòng)中，相比較而言以滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)所造成的后果是最為顯著和嚴(yán)重的，因此在后面的討論中，重點(diǎn)考慮的是滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的比例系數(shù) 。

4.1.2 基本模型建模

尾流危險(xiǎn)遭遇基本模型的目的是將前機(jī)產(chǎn)生的尾渦強(qiáng)度與后機(jī)的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)相聯(lián)系起來，為此需要對空氣動(dòng)力學(xué)中的環(huán)量的概念作進(jìn)一步的說明：

環(huán)量的定義是在流場中沿一條制定的曲線，如圖4-2中的AB曲線，作速度的線積分，也就是計(jì)算速度乘以長度的總和；也像做功的計(jì)算一樣，這個(gè)速度指的是在曲線方向上的投影值；環(huán)量值記為   ：