另外需要注意到的是：對公式（2-1）那樣的速度分布規(guī)律是不可能一直用到核心上面去的，因為按照公式（2-1），當(dāng) 時， ,相應(yīng)的壓強應(yīng)該趨于無窮大，這顯然是不現(xiàn)實的，因為按這種速度分布規(guī)律，速度在半徑方向上的變化率是：

          （2-2）

當(dāng) 很小之后，這個變化率很大，這時候氣團內(nèi)的粘性力必然要起作用，其結(jié)果是在尾渦中心必然有一個核，在這個核內(nèi)流體的切向速度不是與半徑成反比，而是與半徑成正比；在核外的流速才與半徑成反比，如圖2-5所示。這時核內(nèi)是有旋流，核外是無旋流。在實際的觀察和測量中也證明了尾渦核心的存在；但是這個核心的尺寸    圖2-5尾渦核內(nèi)外切線速度比較圖的大小卻是很難確定，它與流體的粘性大小及渦強大小不同而不同，也就意味著飛機的重量發(fā)生變化的時候，尾渦核的大小也會發(fā)生變化。

2.1.3  誘導(dǎo)速度及尾流流場的形成

一條強度為 的渦線上的一段 將會對線外的一點 產(chǎn)生一個誘導(dǎo)速度，其情況類似于電流在周圍空間產(chǎn)生磁力一樣，表達(dá)渦段產(chǎn)生誘導(dǎo)速度的公式是：

  （2-3）

這個 是一個垂直于 線段與受擾點 所組成的平面的速度（如圖2-6），其值正比于渦強 和渦段長度 ，反比于距離 的平方，另外在乘上 與 的夾角 的正鉉。這個公式在形式上和電磁學(xué)的電磁感應(yīng)畢奧-薩瓦公式一樣，名稱也相同。                       圖2-6誘導(dǎo)速度產(chǎn)生原理圖

現(xiàn)在將公式（2-3）應(yīng)用于上面提到的點渦流場；如圖2-7所示，設(shè)直線段AB是渦線， 為線外的一點， 到AB的垂直距離是 ，令任意微段 與 的連線和AB的垂線PN之間的夾角是 ,則有：

      (2-4)

        (2-5)

再令PA與AB的夾角為 ;PB與BA的夾角是 。對（2-5）式積分， 積分限為          

 到   ，如下：

 (2-6)      

所得到的這個誘導(dǎo)速度是垂直于紙面的，按圖2-6中所示 的方向，它是向外指的。         圖2-7 直渦線產(chǎn)生的誘導(dǎo)速度計算圖

當(dāng)渦線是半無限長的時候，且P點至渦線的垂直足N與渦線的一端重合時，即 ,   ，有：         (2-7)

而當(dāng)渦線兩端均為無限長時，  ，有：

  (2-8)

在這種情況下，(2-8)式正好就是(2-1)式所描述的點渦的流場；

如此一來，當(dāng)兩個相同強度旋轉(zhuǎn)方向相反的點渦間距為S時在周圍空間形成的誘導(dǎo)速度場將會相互疊加，形成的流場圖如圖2-8所示：在兩個點渦之間形成一個下洗區(qū)，而在兩渦的外側(cè)形成上洗區(qū)。其結(jié)果是在飛機的兩個翼尖之內(nèi)產(chǎn)生了額外的下洗速度，而在兩個翼尖的外側(cè)產(chǎn)生了額外的上洗速度。正是由于這個下洗速度使得流到機翼附近的氣流增加了一個向下的分速度，使得三維機翼的氣動合力不再垂直于無窮遠(yuǎn)來流的速度，而是向后傾斜了一個下洗角，導(dǎo)致了水平方向上的分量—誘導(dǎo)阻力的產(chǎn)生。這是飛機產(chǎn)生升力所必須付出的代價；同時也正是由于如圖2-8的尾流流場的產(chǎn)生，人們才不得不考慮當(dāng)大型飛機在空中飛過時所形成的強烈的尾流流場有可能對后面跟進飛機的安全造成影響。

                                 上洗區(qū)          下洗區(qū)          上洗區(qū)

圖2-8  尾渦形成的流場截面圖

2.2尾流對飛行安全的影響

從圖2-1及圖2-8可以看出，當(dāng)跟進飛機從前機尾流形成的流場的不同方向進入時，由于空間速度場分布的變化，將會有不同的情況出現(xiàn)；下面對比較典型的尾流遭遇方式加以討論和分析

如圖2-9所示，假設(shè)有三架飛機A,B,C分別從圖中所示的位置和方向進入尾流流場，分別代表三種典型的情況：橫向穿越整個流場、縱向進入尾流的下洗區(qū)以及縱向進入尾渦的中心區(qū)。

圖2-9  不同方向進入尾渦流場示意圖

首先，A機當(dāng)橫向穿越整個流場的時候，首先受到流場外側(cè)的上洗氣流的抬升作用，到達(dá)尾渦中心區(qū)的時候，機頭和機尾分別受到下洗氣流和上洗氣流的作用，產(chǎn)生縱向的俯仰運動。在通過尾渦中心區(qū)后，又立刻受到一個相反的下洗氣流的下壓作用，相比較飛機的速度而言，由于尾渦中心間距不寬，很快的，當(dāng)A機繼續(xù)再穿過另一個尾渦中心區(qū)后，又受到外側(cè)的上洗氣流的抬升作用；而尾流的流場在空中時不可見的，其結(jié)果是導(dǎo)致A機在短時間內(nèi)突然出現(xiàn)大幅度的顛簸，機翼載荷發(fā)生突變，輕者讓飛行人員操縱困難，旅客不適；重者將可能導(dǎo)致機體結(jié)構(gòu)的損壞。

其次，B機當(dāng)沿著縱向進入尾流下洗區(qū)時，將受到下洗氣流的下壓作用，這意味著B機在短時間內(nèi)會突然地掉高度，這種高度的損失是不可預(yù)見的。如果是在中高空飛行時，這種影響并不大，因為有足夠的高度裕度讓飛行人員來重新調(diào)整和恢復(fù)；而在起飛和著陸階段，出現(xiàn)這種掉高度的情況有可能是災(zāi)難性的；比如說在最后進近著陸階段，飛機已經(jīng)是處于低高度、低速度、低動力的狀態(tài)，其機動能力相當(dāng)小，一旦突然間損失高度，飛行人員幾乎就沒有足夠的時間和能力進行調(diào)整，很有可能低于最后進近航道上的超障高度而造成飛行事故；同樣的，在起飛階段雖然飛機處于爬升階段，而且速度一般要比落地速度大，發(fā)動機也是處于全推力的狀態(tài)，但是下洗氣流的作用將會抵消飛機的爬升率，使其在一定的起飛距離之后不能爬升到起飛程序所規(guī)定的越障高度，也會形成飛行事故。

最后，當(dāng)C機沿縱向進入尾渦中心區(qū)時，由于一邊是上升氣流，一邊是下洗氣流，C機的兩側(cè)機翼會受到大小相同，方向相反的作用力，形成滾轉(zhuǎn)力矩；這種由尾渦形成的滾轉(zhuǎn)力矩將使得飛機短時間內(nèi)發(fā)生大幅度的橫滾；飛行試驗表明，重型寬體客機所形成的尾渦流場十分強烈，當(dāng)小型機不慎進入尾渦中心區(qū)時，很容易產(chǎn)生90度以上的滾轉(zhuǎn)；而這種大幅度的滾轉(zhuǎn)時要嚴(yán)重的掉高度的，比B機的情況要嚴(yán)重的多，如果在進近過程中發(fā)生這種情況將是無可挽回的災(zāi)難性的后果。