2019, Vol. 37
2. 四川航空股份有限公司 运行风险控制中心, 成都 610202
2. Airplane Operating Control, Sichuan Airlines Co., Ltd, Chengdu, 610202, China
飞机尾流作为飞机升力的副产物，具有强烈、稳定、空间尺度大等特点[1-2]。在巡航、进近等阶段，由于其留存时间较长，当后机进入前机的尾流区域时，其强烈的涡旋结构所诱导产生的滚转力矩会致使后机机身出现抖动、下沉、改变飞行状态等现象，从而导致飞行事故的发生[3-5]。例如，20世纪60年代末期，一架F-104在遭遇前机右翼尖端产生的增强性尾流后，突然发生翻转，导致其与前机发生相撞，造成双机坠毁，试飞员与副驾驶丧生等重大损失，这也是世界上首例由尾流引发的安全事故[6]。为了减少前机尾流对后机可能造成的安全隐患，早在20世纪70年代初，国际民航组织(ICAO，International Civil Aviation Organization)专门制定了飞机尾流间隔标准[7-9](详见表 1)，以保障进离场航空器的运行安全。此标准针对不同的飞机最大起飞重量，通过采用固定的前后机飞行距离间隔或固定的前后机飞行时间间隔的方式，来减少后续飞机遭遇尾流的事件发生，从而消除尾流所带来的潜在安全隐患。该标准启动初期取得了明显的效果，在很大程度上有效地防止了由于飞机尾流引起的航空安全事故的发生。但随着航空交通运输量的迅猛增长，ICAO所制定的安全间隔标准显得过于保守，如若严格执行将严重限制机场跑道的通行能力，极大地影响机场的运行效率，制约航空运输业的发展[10-16]。
| 表 1 ICAO以尾流距离为基准的最低间隔[4] Table 1 ICAO aircraft separation distances to avoid wake vortex encounter[4] |
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为了制定更为合理的进离场航空器间隔标准，有效提高机场实际容量和空中交通的运行效率，众多学者从现场观测[17-21]和实验室观测[22-27]的角度，重新开始对飞机尾流开展系统性的研究，探寻尾流产生的物理机制，追踪尾流在大气中的发展、演变和耗散的具体物理过程。在国外，Crow[28]等早在1970年就首先通过风洞试验设备，研究了一对柱涡在扩展近场至中远场范围内的运动稳定性，并依据其演化过程提出了著名的CROW不稳定机制。此后，众多学者在此基础之上，针对尾流的耗散机理与加速尾流耗散等问题开展了更加深入的研究。我国学者杨可[29]、孙承宏[30]等分别针对组合小翼及加装翼尖帆触发尾流不稳定机制等问题进行了风洞试验探究，强调通过改变翼尖构型能够有效地触发尾流的不稳定机制，加速尾流耗散。黄烁桥、申功炘等[31]在拖曳水池观测试验中探究了发动机喷流对尾流耗散的影响，发现在适当的条件下，飞机喷流能够加速尾流的耗散。胡以华等[32]基于1.5 μm脉冲相干多普勒激光雷达的结果，验证了激光雷达探测尾流方法的可行性。
为了促进尾流观测技术在中国的进一步发展和提高，有必要对迄今为止飞机尾流观测的主要方法、手段和未来的发展方向做一个系统的总结，亦希望借此引起国内飞机尾流观测研究领域同行的关注和讨论。
1 尾流的实验室观测尾流在大气中的耗散受到大气湍流度、温度、大气压强等多种因素的影响[33-36]。因此，观测尾流耗散过程的有效方法，是选取重复性的气象条件及飞机位置，通过系统性的观测和分析尾流涡环量、涡核半径、扩散距离等尾流耗散特征参数的发展演变[9, 37-39]，来研究尾流耗散的具体过程。然而，在实际观测试验中很难保证每次试验的条件完全相同。因此，为了简化观测条件，实现可重复性目的，更多的是采用实验室观测方法进行飞机尾流的观测研究。实验室观测最常用的是风洞试验观测及拖曳水池试验观测这两种方式。
1.1 尾流的风洞试验观测风洞设备是空气动力试验研究中较为常用的工具之一，同时也是研究机体或机翼周围流场分布情况以及飞机气动结构优化的有效工具(如图 1所示)。依托风洞设备，研究人员能够较为真实地模拟出飞行器周围气体的流动情况，使得试验雷诺数接近于真实雷诺数，保证试验数据的准确性。此外，相比于其他观测试验而言，风洞试验还能够有效地排除外界无关变量的干扰，适合分离验证不同因子(如速度、近地面情况等)影响飞机尾流的具体物理过程，且其良好的可靠性与可重复性，也为试验的重复性开展和循环验证提供较好的技术保障。由此，很多科学家都选用风洞作为研究飞机尾流的主要试验手段。
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图 1 风洞试验示意图 Fig.1 Sketch of wind tunnel test |
最早将风洞设备用于飞机尾流实验室观测是在1975年，由Eliason[40]所提出。为了验证Crow[28]及Parks[41]所提出的尾涡对的相互不稳定性，Eliason在风洞试验设备中，利用氦气泡结合热线风速仪对NACA 23021型机翼单一缩比模型的翼尖涡进行了可视化探测。结果首次在试验中发现了尾涡对的相互不稳定性，很好地从观测的角度上证明了尾涡对之间的确存在着相互不稳定性。通过对涡核半径、环量、波长、振荡平面等参数的进一步分析表明，Crow[28]及Parks[41]关于线性不稳定性的理论均能够很好地描述尾流的初始增长。尽管如此，该试验也存在着一定的局限性：在流场中添加其他物质可能会干扰气体的真实流动情况；限于当时的技术水平，在短时间内采集大量的空间数据较为困难；更重要的是，由于观测对象单一且较为简单，采用这种试验方法，无法及时准确地观察到尾涡之间的相互作用关系，因此不太适合用于研究真实气动构型条件下尾流的加速耗散及前机尾流对后机的影响。
为了克服以上试验所存在的缺陷，Babie等[42]提出了在风洞试验中以多机翼的四涡模型代替单机翼的双涡模型，并用于研究尾流之间的相互作用。在Brian开展的试验中，可以清楚地观测到涡旋之间的相互作用导致的涡核径向位移，也可以观测到尾流的合并机理和尾流的加速耗散过程。此后，利用更复杂的飞机模型，Breitsamter等[43]在风洞试验中对尾流进行了更加深入的研究。在一个封闭试验段为1.8 m×2.7 m×21 m的风洞中，Breitsamter比较了典型的四发大型运输机的半模型E403(比例1:22.5)及TAK(比例1:19.25)的风洞试验结果，发现尾流涡旋的发展是由上卷过程和相邻主涡的合并决定的。依据试验结果，Breitsamter将近区阶段飞机产生的尾流细化为六种形式：翼尖涡(WTV, Wing Tip Vortex)、外翼段襟翼涡(OFV, the Outboard Flap Vortex)、内外发动机吊舱涡(INV & ONV, the Outer and Inner Engine Nacelle Vortices)、机翼机身涡(WFV, the Wing-Fuselage Vortex)和水平尾翼涡(HTV, the Horizontal Tailplane Vortex)。针对这六种尾流形态，Breitsamter还详细地给出了不同特征时间对应的涡旋合并的过程，认为当雷诺数大于104时，尾涡的合并从涡核半径与涡核间距的临界比为0.2~0.25时开始；舷外襟翼涡与外发动机吊舱涡在特征时长t≈0.04时，完成合并过程形成主涡，构成四涡系统；此后至特征时长t≈0.2时，翼尖涡流(弱)在主旋涡附近旋转约一次，并在特征时长t≈0.25~0.3时最终与主涡完成合并过程，形成双涡系统。Breitsamter还对尾流合并及其固有的不稳定性进行了深入的探讨，指出短波椭圆不稳定性(Short Wave Elliptic Instability)的发展加速了融合过程，导致了涡的核心半径的增大，并从速度波动的功率谱密度上，推导出了检测尾流固有不稳定性的特征折算频率，认为由于飞机湍流边界层和局部流分离所引起的非定常流的波动，在滚转过程中被送入飞机尾迹，也与主涡旋的核心区域的湍流有关。该项风洞观测试验还对不同喷管构型下的尾流耗散结果进行了比较，发现现有机型的发动机喷流对于尾流的影响微乎其微，相比之下襟翼涡对于尾流强度的贡献更大。但值得注意的是，发动机喷流的存在对于尾流耗散过程十分必要，只要适当调整喷流位置及喷流加入的时机，能够有效地触发不稳定性而达到加速尾流耗散的目的，这也正好验证了涡旋作用的不稳定性机制。尽管取得了非常丰富的研究成果，但限于当时的观测技术水平，Breitsamter也指出，在其开展的风洞试验中，对尾涡运动的观测范围及观测精度还得到需进一步的改善与提升。
近年来，随着五孔探针测量、粒子成像测速仪及多普勒测速技术等更加精密的观测技术在风洞中的应用，在风洞试验中，可以观测到更为精细的尾流演变过程，从而人们可以依托风洞开展更复杂的飞机尾流研究。孙承宏、代钦等[30]及Altaf等[44]分别在风洞中，研究了翼尖帆、反向三角片等装置对尾流加速耗散的影响，并基于此，设计了既不影响飞机整体的气动性能，又能有效加速尾流耗散的装置。为了更精确地量化尾流的强度、持续时长及不稳定性等，以及有效地评估前机尾流对后机的影响，制定后机遭遇尾流时的安全操作方法，美国航空航天局Brandon等[45]改进了传统的单一模型尾流风洞试验方式，尝试性地设计一种自由拖拽飞行的风洞试验，用于研究后机尾流碰撞风险, 试验示意图如图 2所示。Brandon等根据遭遇高强度尾流时所引起的滚转角度、滚转角速度、侧向速度、涡激滚转角加速度之间的映射关系，成功地量化了飞机模型在不同强度下进入涡流场的影响，并指出对后续飞机而言，在垂直方向上穿越高强度尾流以及在侧向方向穿越低强度尾流时，飞机的正常姿态最难以保持。我国学者刘志勇、陶洋等[46]针对尾流碰撞及飞机编队飞行也做了类似的研究。其利用风洞编队飞行试验技术，对后机不同编队位置的气动变化情况以及尾流影响进行定量化观测，指出前机翼尖涡靠近后机翼面时，后机气动性能发生明显变化，而侧向间距决定了气动性能改善的程度；当前机右侧翼尖涡靠近后机左侧翼尖时，后机可获得最大升阻比，同时抬头力矩和正滚转力矩增大。
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图 2 自由飞行试验技术示意图 Fig.2 Sketch of free-flight test technique |
尾流的风洞观测试验，作为研究飞机尾流的有效工具，能够在一定程度上提供尾流产生以及尾流在近区、扩展近区内发展演变的相关信息，同时也能够较好地验证加速尾流耗散方式的可行性。然而，尾流的风洞试验观测还存在以下几方面的不足：首先，现有的风洞试验大多从加装扰流装置的角度出发研究加速尾涡耗散，而针对不同扰流装置与不同环境因素(如不同陆面结构等)联合影响下的尾涡耗散研究尚且不足；其次，风洞试验方式不适用于尾流中区及远区演化过程的研究，因为受到自身试验段长度的限制及洞壁的干扰，试验过程不能无限的延长，使得尾流在风洞试验段中不能充分的演化发展；再次，风洞试验中的大气环境和真实的大气环境，还存在着一定差异，其观测数据还有待与真实大气环境下的观测结果进行进一步的对比验证。
1.2 尾流的拖曳水池试验观测为了解决尾流的风洞试验在尾流的中区演化观测方面的不足，John[47]提出了尾流的拖曳水池试验观测方法。其主要设计思路是在拖曳水池中，将机翼的缩比模型固定在拖车下探牵引杆上，利用专业的拍摄设备，记录拖车拖动时机翼在拖曳水池中所引起的扰动，从而观测尾流的耗散情况。在实际应用中，根据对尾流可视化手段的不同，尾流的拖曳水池试验可以分为以下几种类型。
第一种类型是借助电化学活性染料在拖曳水池中的电解效应，进行尾流的垂向流动可视化研究。当拖车拖动机翼模型运动时，加注在水池中的中性浮力染料与金属机翼表面发生电化学反应，并在机翼后缘凝结、脱落形成尾流轨迹，通过钠蒸汽灯的照射以及固定在水池侧壁上的相机以等时间间隔对该尾流轨迹进行拍摄，进而记录下机翼尾流在水池中的运动情况。利用此种观测方式得到的尾流演变图像，可以用来估计尾流的下降速度及耗散过程，也可以通过图像中所显示的尾流轨迹扩散速度来研究飞机尾流的不稳定性机制等。最早使用此种方式观测尾流演化是在20世纪70年代初，John等[47]用于观测涡核附近轴向流动的不稳定性及尾流间的相互作用关系，虽然试验中的测试雷诺数(104)远低于与真实雷诺数(107)，但试验结果与飞行测试数据较为相似。John等依托此试验发现，尾流剧烈的扩散过程是由其固有的不稳定机制所造成的而非粘性衰减的结果，这与Eliason[40]及Brian[41]在风洞试验中的结果比较一致。但受到试验条件的限制，在该试验中没有观测到影响轴向不稳定性增长速度的速度曲线以及飞行速度与尾涡特征雷诺数之间的关系。
第二种类型是通过粒子图像测速技术(PIV, Particle Image Velocimetry)对尾流进行可视化研究，示意图如图 3所示。拖曳水池中均匀布撒的示踪粒子在飞机尾流的扰动下，运动轨迹发生改变，通过脉冲激光片光源的照射，固定在水池侧壁上的相机对示踪粒子进行多次曝光，并将目标粒子的运动情况记录在底片图像上，通过分析图像进而得到尾流的发展演变过程。该项技术手段被认为是对尾流拖曳水池试验的探索性改进，最早是由Scarano等[48]引入。结合自适应分辨率(AR, Adaptive Resolution)图像处理技术，Scarano有效地将典型的近场尾流观测扩展到了中区范围，并论证了拖曳水池综合PIV诊断技术在中区尾流观测试验中的可行性。在观测试验中，Scarano还发现，在机身后约130倍翼展处的中区范围内，涡核直径约为1%~3%b(b为机翼翼展长度)，这与理论模型如L-O model[4]等所描述的0.8%~1.7%b存在一定的差异，客观上说明了传统的理论模型不太适用于描述尾流在中远区的耗散过程。利用该技术，我国学者鲍锋等[49]深入研究了Rayleigh-Ludweig不稳定性对尾流系统加速耗散的作用，研究表明通过在机翼上添加适当的扰流片产生反向小涡，可以诱发主涡系统的不稳定性，从而加速尾流的耗散。鲍峰等[50]的进一步拖曳水池试验研究发现，通过适当地优化航空器的整体气动布局(如机翼与尾翼的尺寸比例、机翼上安装反向涡流发生器等)，能够有效促进尾流的耗散。朱睿等[51]通过拖曳水池试验，定量地研究了新概念襟翼布局对翼尖涡发展的影响。通过总结研究可以发现，基于PIV的拖曳水池试验比较适合观测尾流脱落及进一步的演化过程，且依据试验中所获取的粒子运动图像，可以得到尾流卷起、合并、耗散及沉降等方面的信息，然而受到试验过程中设备安放位置的限制，使得观测的结果与真实值之间还存在着一定的差异。
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图 3 实验设置原理 Fig.3 Schematic of the experimental setup |
第三种类型是对PIV技术的改进，即引入立体图像测速技术(SPIV，Stereoscopic Particle Image Velocimetry)研究尾流耗散行为。该方法是Veldhuis等[52]为了消除PIV技术的离轴观测视角误差而引入的一种技术手段。它与PIV技术不同之处在于采用两台CCD相机离轴布置，对脉冲激光片光照亮的同一观测区进行粒子图像采集，然后通过对所采得的粒子图像进行互相关等一系列计算，最终得到该观测区域粒子空间的位移信息[31]。Veldhuis借助该技术手段对喷流与襟翼模型产生的双涡系统进行了重复性观测，提出了一种新的双高斯尾流模型，以用于描述尾流在中区的耗散问题。Veldhuis还通过研究发现尾流最终速度分布的形式取决于翼尖涡与襟翼涡的合并过程，而这一过程反过来又直接受端部和襟翼端涡的涡量强度比和喷流作用的影响。Gregorio[53]等随后对此进行了深入讨论，发现该试验中所观测到的襟翼涡与翼尖涡之间确实存在相互作用，且翼尖涡围绕着襟翼涡沿螺旋轨迹运动，终在机翼后约9~10倍翼展处完成合并，这一结果和Breitsamter[40]的风洞试验结果相吻合。Gregorio的研究还发现，除了发动机喷流外，水平尾翼产生的反向翼尖涡也对主涡产生了扰动作用，致使尾流的下洗速度减弱。我国学者申功炘等[31]对此进行了详细的论证。通过对比不同尾翼参数(有无迎角及展弦比)下的拖曳水池试验结果，申功烁等指出，在无尾翼或尾翼迎角及展弦比较小时，尾翼涡会提前发生破裂且不会对主涡产生扰动作用，主涡会维持到约100倍翼展处由于固有不稳定(CROW不稳定性)出现破裂；而在尾翼迎角及展弦比较大时，尾翼涡会在约25倍翼展处发生变形且开始缠绕翼尖涡，同时促使翼尖涡停止进一步下洗；在35倍翼展处，尾翼涡会触发Rayleigh-Ludweig不稳定性，最终破坏整个尾流系统。此后，申功炘等[54]还将发动机喷流引入到该系统中，共同观测喷流及尾翼构型对不同尾流涡系统的影响，并总结得到喷流对于翼尖涡优化作用的关键在于引入时机而不是喷流强度。
同风洞观测试验相比较，在尾流的拖曳水池观测试验中，所得到的尾流产生及脱落的信息相对较少，但其获得的图像质量较高，通过进一步的数据分析，可以有效地获取尾流在中区范围内运动特征、耗散特性及路径等信息。更重要的是，尾流的拖曳水池试验，对尾流合并、耗散及下沉运动等过程的观测，具有较好的即时性和全局性，因此是尾流风洞试验观测较好的补充。
2 尾流的现场观测尾流的风洞试验观测和拖曳水池试验观测主要是从分离影响因子的角度出发，对飞机尾流进行重复性观测，从而研究尾流耗散的过程以及单一影响因素对尾流演化的影响。但受到风洞洞壁尺寸、测试段长度及水池深度等客观设备条件的限制，在尾流的实验室观测中，仅能对尾流近区、扩展近区、中区等范围进行观测和研究，尚不能对尾流远区大范围和长时间内的耗散行为进行观测，因而无法描述较大范围内尾流耗散的整体性行为。此外，由于其理想的试验环境同真实的大气背景场之间存在较大的差异，飞机的模型同真实的飞机也存在较大的差异，使得实验室观测的结果需要尾流现场观测试验的进一步验证。
激光雷达观测是尾流现场观测的主要手段和方法, 其观测原理如图 4所示。当尾流形成后，受其自身固有不稳定性以及大气背景场的影响，使其在大气环境中迅速发生演变，此时涡核周围的切向速度也会发生显著变化，借助激光雷达设备获取该处气溶胶粒子的后向散射信号，并通过频谱分析、数据反演，将所获得的径向速度转化成尾流的涡环量和切向速度等特征信息，从而实现对尾流的有效观测。
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图 4 基于激光雷达的机场飞机尾涡探测原理 Fig.4 Schematic diagram of airport air craft wake vortex detection principle based on lidar |
早期常用的激光雷达类型为连续波激光雷达(CW Laser Radar, Continuous-Wave Laser Radar)，主要安放在机场跑道的侧向区域，用于观测跑道固定段处的尾流径向速度的变化情况，比较有代表性的是Hallock[55]等在希斯罗机场开展的尾流现场观测。Hallock[55]等通过观测发现尾流涡核通常能够保持较为稳定的运动状态，而涡旋的外部以及总涡环量则受湍流的影响不断衰减。Hallock[55]等在观测中还发现现役机型所产生的尾流涡核耗散与发动机喷流并无相关性的结论。不过受到连续波激光雷达的性能限制，观测距离仅能达到几百米，这很容易出现捕捉不到尾流运动或尾流定位不准等问题。
为了进一步提高连续波激光雷达的尾流观测精度，通过对比风洞试验与单一激光雷达的观测结果，Michael[56]等提出通过定点“释放”烟雾方式来提高激光雷达对飞机尾流定位的准确性。此后，Friedrich[57]等采用三部连续波激光雷达进行三角化测量的方式用于提高激光雷达对涡核跟踪的信号水平。通过测试发现，该方法能够较为准确地捕捉、定位涡核运动轨迹，并将连续波激光雷达的观测精度提高3倍甚至更多，明显的降低了采用单部激光雷达的观测试验中所存在的不确定性。通过该项观测，Friedrich[57]等还总结出，影响涡核间距增大的原因除尾流之间的相互作用外，更多的是大气环境对尾流作用的结果，以及受到大气环境中风切变的影响，尾流涡核的下沉率还会呈现非均匀态势等结论。
21世纪初，随着性能和稳定性更优的脉冲激光雷达(其观测结果如图 5所示)、商用测风雷达SODAR、X波段雷达等测量仪器的出现，使得对飞机尾流观测环境的适应性、观测精度和准确度得到了进一步的提升。在国外，Friedrich[58]等首次验证了2 μm脉冲多普勒雷达远距离(覆盖范围大于1千米)探测飞机尾流的可行性，并提出了依据雷达观测结果反演尾流环量的四阶数据处理算法。Stephen M[59]等采用商业测风雷达SODAR(SOnic Detection And Ranging)对尾流进行跟踪与观测，验证了SODAR用于尾流探测的可行性。依托X波段雷达设备，F. Barbaresco[60-62]等对复杂天气(如潮湿、干旱天气等)条件下的尾流演变开展了一系列观测试验。通过对比尾流在无雨与有雨条件下的雷达特征信号强度，Barbaresco指出X波段雷达较相对于激光雷达而言，在雨雾等极端天气条件下对尾流的探测具有更好的灵敏度，并由此提出在尾流探测方面可利用X波段雷达对激光雷达进行互补观测，进而研发尾流动态间隔验证系统。
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图 5 脉冲激光雷达尾涡观测结果 Fig.5 Observation results of wake vortex by pulse laser radar |
我国学者也基于类似设备进行了大量的研究观测工作。胡以华等[32, 63-65]提出并验证了1.5 μm脉冲相干多普勒激光雷达在尾流观测试验中的可行性，并进一步提出了基于多普勒谱特征的尾流鉴别算法，依据该算法，可有效地提高尾流的观测精度。周鼎富[66]、吴松华[67-68]等分别利用其自主研发的激光雷达设备对大型机场飞机尾流、风切变等进行系统性观测。此外，国防科技大学的王雪松、李建兵、王涛[69-77]等针对特殊天气下的尾流观测进行了深入研究，总结出典型毫米波雷达空间分辨率及观测视角下云雾中尾流的多普勒特性，提出了一种云雾及降雨条件下中尾流雷达多普勒特性模拟方法。
依托先进的激光雷达、微波雷达等观测设备，研究人员可以完成真实大气背景下，对飞机尾流演化过程的观测与数据反演工作，并依此结果，开展对大气环境与飞机尾流间相关作用关系的深入讨论。然而出于提高尾流观测精度，丰富样本多样性，细化尾流间隔标准的目的，在现有的观测试验中，还需对以下几个方面进行考虑：
首先是选取有代表性的机场进行飞机尾流的现场观测。不同的机型在不同的飞行阶段所产生的尾流强度以及留存时间不同，因此选择空域流量较大、起降机型较为丰富、尾流影响较为频繁的机场(如希思罗机场、奥利机场等)，进行飞机尾流的现场观测有利于保障观测数据的多样性，对于研究飞机尾流的演化耗散行为具有一定的促进性作用。
其次是合理的部署尾流观测设备。尾流从飞机后缘脱落后会沿垂向及周向传播，在满足机场净空安全的前提下，靠近其传播路径上布点观测是最直接和有效地方法。因为该区域段内的尾流能量较大，雷达回波反射信号较强，且能够较为完整的观测到该点所属切面内尾流的演化过程，因而比较有利于雷达观测到尾流信息。此外，对此区域段内的多个切面同时进行观测，有助于从脱落点开始捕捉尾流的存在，实现一次尾流发展、演化、耗散等过程的完整观测。
最后是观测时段的气象条件与观测周期的选取。在尾流的现场观测试验中，大气环境是影响尾流回波信号质量的重要因素，过大的风速不仅会破坏飞机尾流内部结构的稳定性，使得其回波强度较弱，还会导致回波噪声增强，从而影响对尾流观测的准确性。因此，为了更加全面、精准的获取飞机尾流在真实环境中的演化过程，在观测研究初期，应首先选取午后接近傍晚大气环境相对稳定，风力较小，空气质量较好的时间段进行，获取较为理想的观测结果，且观测周期至少为一个月甚至更长，确保获取的观测数据中包含多个特征机型的尾流变化情况。此后，应结合不同种类雷达针对不同气象条件下的飞机尾流演化过程进行细致观测，为研究复杂气象条件下的飞机尾流耗散过程及建立尾流动态间隔标准奠定基础。
总体上讲，选用激光雷达、微波雷达等观测设备进行飞机尾流现场观测是研究真实大气背景条件下，尾流演化耗散过程的主要方法。相比实验室观测而言，现场观测试验在对尾流卷起、脱落、合并等方面的观测存在不足，但其获得的尾流在中远区范围内的演化过程较为完整，且通过对尾流回波数据的分析，可以有效地获取真实环境下，尾流的在中远区的演化行为，以及与大气作用的结果，具备较好的直观性与整体性。因此尾流的现场观测试验已成为飞机尾流研究的重要方法之一。
3 结论尾流的风洞试验观测、拖曳水池试验观测、现场试验观测，均取得了较好的研究成果：初步获取了典型机翼结构、升力配置在良好气象条件下尾流演化的基本特征，建立起了关于尾流结构不稳定性的理论基础，以及尾流加速耗散的理论和方法。这些观测结果，也为推进尾流标准重新分类(Re-categorization, RECAT)，缩短尾流间隔，提高机场运行效率奠定了基础[78]。然而，当前的尾流实验室研究还主要局限于单一边界条件的尾流观测研究，尾流的现场观测研究也主要局限于大气扰动相对较小的试验条件。尾流与大气环境相互作用的结果较为多变，较少的复杂大气背景场下观测数据难以揭示尾流的耗散规律，且由于缺少复杂边界条件下的长期观测资料的支持，致使对尾流的数值模拟与分析也难以深入地进行。为了更好地研究尾流发展演变的详细过程，推动动态尾流间隔系统的建立，在尾流的观测方面，还有几点需要加强：
1) 丰富飞机尾流现场观测手段，加强对不同气象条件下，飞机尾流演化耗散行为的观测与研究。在以往的飞机尾流现场观测试验中，主要是依托激光雷达设备，对晴空条件下的飞机尾流演化过程进行观测，而针对雨、雾等特殊气象条件下尾流耗散行为的观测还相对较少，这使得在建立现有的飞机尾流间隔时，未能体现不同气象影响下飞机尾流耗散速率不同的特点，导致间隔标准建立过于保守。近年来，随着微波雷达设备在雨、雾条件下的尾流观测能力被进一步验证，选用激光雷达与微波雷达进行联合观测，有利于在提高特殊气象条件下尾流现场观测能力，进而丰富现场观测数据多样性，为日后开发适用于我国民用运输机场的动态尾流间隔系统奠定基础。
2) 结合多种尾流观测试验方法，加强对特殊机场飞机尾流演化行为的观测研究。在我国境内存有多个特殊机场，如昆明长水国际机场(高原机场)、大连周水子国际机场(常年受大侧风影响，且机场位于市中心，进近着陆过程需飞跃海面与居民区)、香港国际机场(海上机场)等，由于其复杂的地理环境与大气环境，使得该类机场内飞机尾流演化过程较为多变。而现有的尾流观测手段针对上述机场环境中的飞机尾流耗散行为观测还存在不足，如自由拖拽风洞试验中，仅研究理想陆面条件下后机进入前机尾流不同区域时的影响，未能给出不同近地面情况下后机进入前机尾流不同区域时的复合影响；以激光雷达的RHI模式进行尾流现场观测试验时，观测切面的选取未能考虑近地面的情况，导致现场观测所得到的飞机尾涡与近地面作用数据结果不具备代表性等。总结以上不足，有必要进一步改进实验室观测及现场观测手段，对特殊机场的飞机尾流系统开展有针对性的观测工作。通过如在风洞或拖曳水池环境中，加装特殊地面，用于模仿特殊机场环境近地面情况；在特殊机场的尾流现场观测试验中，选取多个有代表性的切面同时观测等的方式，对飞机尾流演化耗散行为进行系统性的观测，从而更加准确的揭示特殊机场环境下，飞机尾流演化耗散过程，为缩短特殊机场的飞行间隔，建立针对特殊机场的尾流间隔标准提供观测数据支持。
3) 基于历史及实时的飞机尾流观测资料，建立飞机尾流危害数据库。近年来，随着观测手段的不断发展，学者们针对飞机尾流演化耗散过程开展了一系列的观测试验，获取了较为详细的尾流观测数据。然而，这些观测结果中所包含的数据量较大，且数据格式并不统一，导致尾流观测数据所展示的结果同一线管制部门的实际业务需求存在一定的差距。例如，一线管制部门目前尚无法直接依据观测结果，确定尾流危险区范围，进而实时调配前后机间的安全间隔等。因此，为了更加直观清晰地表述飞机尾流对后续飞机的影响，确立不同条件下尾流危险区范围，需对尾流观测试验中，连续性、可识别性及精度较好的尾流数据资料进行分析整理，统一数据格式，建立尾流危害数据库及实时观测可视化界面，并与空管系统进行对接，使得管制部门能够快速识别尾流风险区域，并依据尾流风险区域的范围动态管控飞机进离场及起降间隔，进而提升机场空域利用率。
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