鄧一菊，段卓毅，艾夢琪

航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院 總體氣動設(shè)計(jì)研究所，西安 710089

隨著當(dāng)今環(huán)保意識的增強(qiáng)以及航空公司運(yùn)營競爭的加劇，航空界對民用運(yùn)輸飛機(jī)的經(jīng)濟(jì)性、環(huán)保性提出了更高的要求，“綠色航空”的概念應(yīng)運(yùn)而生?！熬G色航空”以節(jié)能、環(huán)保、和諧為主旨，通過提出一系列航空領(lǐng)域環(huán)境友好型發(fā)展指標(biāo)，催生可持續(xù)發(fā)展的航空技術(shù)創(chuàng)新，號召飛機(jī)設(shè)計(jì)向著減阻、降排、低噪聲的方向發(fā)展。

在“綠色航空”革命的影響下，歐美政府聯(lián)合航空企業(yè)很早就意識到減排降噪的重要性，制定了相應(yīng)的發(fā)展計(jì)劃。歐盟在“ACARE2020”中制定了2020年航空CO2排放量減少50%、NOx排放量減少80%、噪聲降低50%的發(fā)展目標(biāo)；在“Flightpath2050”計(jì)劃中進(jìn)一步提出，到2050年CO2排放量減少75%，NOx排放量減少90%，噪聲降低65%[1-2]。NASA在“NextGen”(新一代航空運(yùn)輸系統(tǒng))計(jì)劃中詳細(xì)規(guī)劃了亞聲速固定翼民機(jī)的3個發(fā)展階段，制定了燃油、噪聲、污染排放等在不同階段的發(fā)展目標(biāo)，對于計(jì)劃2030—2035年實(shí)現(xiàn)的“N+3代”飛機(jī)，噪聲要求降低75%以上，各類污染物排放量要求降低70%以上[3]。

“綠色航空”的要求對于飛機(jī)設(shè)計(jì)和制造業(yè)提出了更為嚴(yán)峻的挑戰(zhàn)。中國的渦槳支線客機(jī)、渦扇支線客機(jī)、渦扇大型客機(jī)等正處于蓬勃發(fā)展時期，國產(chǎn)民用飛機(jī)想要在國際市場上同臺競技，以后發(fā)態(tài)勢打破原有的歐美對航空的壟斷，就必須重點(diǎn)關(guān)注未來航空業(yè)新的需求和標(biāo)準(zhǔn)，積極響應(yīng)綠色航空號召，發(fā)展相應(yīng)的核心技術(shù)，掌握先進(jìn)民用飛機(jī)的研制能力。層流機(jī)翼技術(shù)作為極具發(fā)展?jié)摿Φ募夹g(shù)之一，有望在未來先進(jìn)民用飛機(jī)的設(shè)計(jì)領(lǐng)域發(fā)揮更重要的作用，因此本文較為系統(tǒng)的討論層流機(jī)翼設(shè)計(jì)技術(shù)及其未來的發(fā)展方向。

1 綠色航空對機(jī)翼設(shè)計(jì)技術(shù)的需求

從飛機(jī)設(shè)計(jì)綜合技術(shù)來說，可通過多種渠道促進(jìn)“綠色航空”的實(shí)現(xiàn)，如先進(jìn)的飛機(jī)布局和氣動設(shè)計(jì)技術(shù)進(jìn)步可以實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的減阻減噪，復(fù)合材料的廣泛應(yīng)用可大大減輕飛機(jī)的重量、減小能源消耗，高效發(fā)動機(jī)技術(shù)可以減小污染排放等[4]。這些新技術(shù)的應(yīng)用不僅可以降低航空運(yùn)輸對環(huán)境的影響，對于提升民用飛機(jī)的經(jīng)濟(jì)性也具有重要的意義?？湛凸驹ㄟ^不斷引進(jìn)新技術(shù)和新概念，大幅提升所研型號的設(shè)計(jì)指標(biāo)，成功降低直接運(yùn)行成本15%以上，在市場占有率上全面趕超波音[5]。

在飛機(jī)總體設(shè)計(jì)領(lǐng)域，實(shí)現(xiàn)民用運(yùn)輸機(jī)低能源消耗、低環(huán)境污染排放、高巡航效率最重要的途徑之一是氣動減阻。飛機(jī)阻力與飛行性能、燃油消耗量以及飛機(jī)的經(jīng)濟(jì)性密切相關(guān)，大型飛機(jī)的飛行統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)表明，B737飛機(jī)在典型使用條件下，減小1%的阻力便可節(jié)省15 000加侖(1加侖=3.785 412 L)的航空燃油，B757可節(jié)省25 000加侖，B747則可節(jié)省100 000加侖[6]。盡管在空氣動力學(xué)技術(shù)已取得很大成就的如今，再取得減阻技術(shù)方面的巨大進(jìn)步可謂步履維艱，但是各飛機(jī)設(shè)計(jì)公司依然極其關(guān)注阻力問題，并投入巨資進(jìn)行研究，精細(xì)到每一個阻力單位都錙銖必較的程度，企圖在減阻設(shè)計(jì)方面發(fā)展到極致。

對于運(yùn)輸類飛機(jī)而言，阻力可以大致分為型阻、波阻、誘導(dǎo)阻力和廢阻等，總阻力中每個部件所占分量不同。如圖1所示,從阻力形式來看，現(xiàn)代寬機(jī)身民用飛機(jī)巡航狀態(tài)時摩擦阻力約占50%，壓差阻力約占19%，誘導(dǎo)阻力約占27%[7]，從部件阻力來看，對于一架巡航狀態(tài)在馬赫數(shù)0.8的典型民機(jī)，機(jī)翼的阻力占了60%左右[8]，因此，從阻力產(chǎn)生的源頭進(jìn)行分析，重點(diǎn)減阻的部位應(yīng)該是機(jī)翼，重點(diǎn)應(yīng)該減少的是摩擦阻力。

圖1 典型民機(jī)阻力分解圖

要在現(xiàn)有基礎(chǔ)上進(jìn)一步減少機(jī)翼阻力(更準(zhǔn)確的說法是提高升阻比)，一方面取決于新技術(shù)的成熟使得飛機(jī)設(shè)計(jì)能夠選用更有效減阻的氣動布局形式，如翼身融合；另一方面可以通過精細(xì)的氣動力設(shè)計(jì)和流動控制技術(shù)來減少干擾阻力、摩擦阻力、誘導(dǎo)阻力以及激波阻力。由于機(jī)翼表面的流動形態(tài)有層流和湍流之分，層流區(qū)域的摩擦阻力遠(yuǎn)小于湍流區(qū)域，因此通過層流翼型、層流機(jī)翼設(shè)計(jì)以及層流流動控制技術(shù)減小摩擦阻力成為機(jī)翼減阻重要的發(fā)展方向。據(jù)某自然層流機(jī)翼研究項(xiàng)目(TELFONA)評估，采用自然層流機(jī)翼可有效減阻10%以上，采用混合層流控制技術(shù)，以A340為例，減阻量可達(dá)到14%[9-10]。Fokker 100飛機(jī)加裝自然層流翼套的飛行試驗(yàn)表明，層流機(jī)翼可以獲得15%的減阻量[11]。相比于其他阻力的減小量(如由于橢圓升力分布已盡力滿足、展弦比受構(gòu)型限制，誘導(dǎo)阻力的減小余地很小)而言，這樣的減阻量是極具誘惑力的。

因此，層流機(jī)翼一直作為最具減阻潛力的技術(shù)之一，吸引著飛機(jī)設(shè)計(jì)人員的關(guān)注。美國NASA于2009年10月1日啟動了為期5年、計(jì)劃投資3.2億美元的環(huán)保航空ERA計(jì)劃(Environmentally Responsible Aviation)，將層流機(jī)翼和層流控制技術(shù)研究列為3大研究內(nèi)容之一[12]。與此同時，歐洲清潔天空聯(lián)合技術(shù)計(jì)劃(Clean Sky Joint-technology Initiative)投資超過5億歐元開展層流機(jī)翼和具有被動和主動層流控制與載荷控制的智能機(jī)翼的研究[13]。國內(nèi)在“七五”“八五”期間，由航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院(后文簡稱“一飛院”)牽頭開展了民機(jī)自然層流機(jī)翼設(shè)計(jì)技術(shù)的預(yù)研，從“八五”開始，國內(nèi)不斷通過自主創(chuàng)新及與國外研究機(jī)構(gòu)合作的形式，在先進(jìn)高效自然層流機(jī)翼設(shè)計(jì)、試驗(yàn)及飛行驗(yàn)證等方面進(jìn)行了大量的研究工作[14-15]。縱觀國內(nèi)外對民用飛機(jī)新概念布局和先進(jìn)設(shè)計(jì)技術(shù)的研究，無一例外都將層流機(jī)翼技術(shù)列為其中重要的內(nèi)容，可見該項(xiàng)技術(shù)在未來民機(jī)的研制中具有重要的價值。

2 層流機(jī)翼技術(shù)現(xiàn)狀

2.1 機(jī)翼轉(zhuǎn)捩現(xiàn)象

層流機(jī)翼技術(shù)十分關(guān)注機(jī)翼表面層流區(qū)域和湍流區(qū)域的分布情況，而物體表面層流向湍流的轉(zhuǎn)捩是一個復(fù)雜的非線性流動現(xiàn)象，因此認(rèn)識轉(zhuǎn)捩現(xiàn)象和轉(zhuǎn)捩機(jī)理是發(fā)展層流技術(shù)的前提。

轉(zhuǎn)捩是指邊界層內(nèi)流體在某些不穩(wěn)定機(jī)制的誘導(dǎo)下流動狀態(tài)發(fā)生變化的過程，以最典型的二維平板邊界層為例，通常認(rèn)為轉(zhuǎn)捩會經(jīng)歷穩(wěn)定層流、線性不穩(wěn)定擾動、非線性渦干擾、三維渦破裂、湍流斑形成、全湍流狀態(tài)幾個過程，在宏觀上表現(xiàn)為摩擦阻力的激增[16]。

對于三維機(jī)翼而言，影響轉(zhuǎn)捩發(fā)生的因素包括來流湍流度、壁面壓力梯度、當(dāng)?shù)睾舐咏?、壁面粗糙度、壁面曲率變化、壁面抽吸氣情況等。根據(jù)誘發(fā)轉(zhuǎn)捩的機(jī)制不同，轉(zhuǎn)捩的類型主要有：流向Tollmien-Schlichting(T-S)波和橫向CrossFlow(CF)波主導(dǎo)的自然轉(zhuǎn)捩、層流分離泡轉(zhuǎn)捩、邊界層外擾動直接觸發(fā)的旁路轉(zhuǎn)捩、渦致轉(zhuǎn)捩、前緣附著線轉(zhuǎn)捩、高超聲速邊界層的第1模態(tài)、第2模態(tài)和其他高階失穩(wěn)模態(tài)轉(zhuǎn)捩等。其中自然轉(zhuǎn)捩以及層流分離泡轉(zhuǎn)捩是民航飛機(jī)機(jī)翼表面主要的轉(zhuǎn)捩形式[17]。

對于低速飛行的平直機(jī)翼和后掠角小于10°的機(jī)翼，T-S波的放大、失穩(wěn)是導(dǎo)致轉(zhuǎn)捩發(fā)生的主要原因，由于順壓梯度區(qū)可以抑制TS擾動的增長，因此可以通過合理的壓力分布設(shè)計(jì)來實(shí)現(xiàn)較大范圍的層流；高速飛行的民用飛機(jī)往往采用后掠機(jī)翼以提升巡航馬赫數(shù)，因此附面層中會出現(xiàn)橫向流動速度(圖2)，產(chǎn)生特殊的流動穩(wěn)定性問題，使層流轉(zhuǎn)捩的機(jī)理變得更加復(fù)雜。試驗(yàn)結(jié)果表明，機(jī)翼后掠角在10°～30°之間時，T-S波和CF波不穩(wěn)定機(jī)制同時存在并相互影響，而T-S波與CF波的壓力梯度抑制手段相互矛盾，兩種不穩(wěn)定機(jī)制相互的非線性作用機(jī)制還需要進(jìn)一步研究清楚；當(dāng)后掠角大于30°時，CF波不穩(wěn)定機(jī)制是轉(zhuǎn)捩的主導(dǎo)因素[18]。

圖2 后掠機(jī)翼表面邊界層速度型

對于一些飛行雷諾數(shù)較低的飛行器，層流邊界層在逆壓梯度作用下產(chǎn)生分離，在外層高能量流體進(jìn)入后再附，形成層流分離泡，也會誘發(fā)層流轉(zhuǎn)捩。層流分離泡根據(jù)位置和形態(tài)可分為長分離泡和短分離泡，對機(jī)翼而言，短分離泡往往發(fā)生在前緣附近，穩(wěn)定性較好，長分離泡發(fā)生在機(jī)翼后部，穩(wěn)定性較差，可能擴(kuò)展到較大范圍，對機(jī)翼的氣動性能產(chǎn)生嚴(yán)重影響。

2.2 轉(zhuǎn)捩數(shù)值模擬技術(shù)

對轉(zhuǎn)捩的準(zhǔn)確模擬是層流機(jī)翼設(shè)計(jì)的基本前提，由于轉(zhuǎn)捩內(nèi)部機(jī)理十分復(fù)雜，轉(zhuǎn)捩的數(shù)值模擬十分困難，研究人員對此開展了大量研究。

20世紀(jì)興起的基于線性穩(wěn)定性理論發(fā)展而來的eN方法是工程中流動穩(wěn)定性分析和轉(zhuǎn)捩預(yù)測的重要方法[19]。這種方法通過求解黏性流動的平行流小擾動線性穩(wěn)定性方程(Orr-Sommerfeld，O-S)，著重于從物理上盡量準(zhǔn)確地描述層流邊界層中小擾動行波即T-S波的振幅沿邊界層流向的線性放大階段，并根據(jù)經(jīng)驗(yàn)選定判定轉(zhuǎn)捩發(fā)生的臨界幅值。后來，Malik等[20]進(jìn)一步完善了線性穩(wěn)定性理論，將其拓展為非平行流線性穩(wěn)定性理論； Stuart[21]、周恒[22]、唐登斌[23]等對弱非線性理論深入研究并且取得了突破性的成果。Herbert等[24]進(jìn)一步發(fā)展了拋物化穩(wěn)定性方程(Parabolic Stability Equation，PSE)，兼顧非平行效應(yīng)和非線性演化，適合二次失穩(wěn)和亞諧波共振等機(jī)制的研究。eN方法在20世紀(jì)七八十年代層流翼型設(shè)計(jì)上取得了巨大的成功，當(dāng)時Greer等基于歐拉方程耦合邊界層修正、利用包絡(luò)方法進(jìn)行轉(zhuǎn)捩預(yù)測的翼型流場求解器MSES取得了令人滿意的結(jié)果[25]，然而由于線性理論基礎(chǔ)的限制，對于存在較大分離和強(qiáng)烈非線性作用的轉(zhuǎn)捩情況，eN方法無力描述。

隨著計(jì)算機(jī)的發(fā)展，近年來湍流的高級數(shù)值模擬方法，如直接數(shù)值模擬(DNS)和大渦模擬(LES)得到了很大發(fā)展，也取得了許多令人滿意的結(jié)果。DNS求解全非定常Navier-Stokes方程，可以很好的模擬出層流破碎、湍斑發(fā)展、湍流形成的整個過程。但是為了捕捉細(xì)微尺度的湍流，DNS方法必須隨著計(jì)算雷諾數(shù)的增長而對計(jì)算網(wǎng)格進(jìn)行加密，即使是低雷諾數(shù)流動，其網(wǎng)格要求也非常高，相應(yīng)的計(jì)算資源需求極大，因此距離工程實(shí)用還有很長的距離[26]。

隨著飛機(jī)氣動特性計(jì)算和氣動設(shè)計(jì)的迅速發(fā)展，要求CFD方法具有更高的氣動力預(yù)測精度，迫切需要將成熟的轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法應(yīng)用到CFD數(shù)值模擬中。Dhawan和Narasimha在1958年首先引入基于間歇因子γ的轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法[27]，之后大量學(xué)者對該類方法進(jìn)行了完善和進(jìn)一步發(fā)展，例如：Cho和Chung針對自由剪切流發(fā)展了與k-ε湍流模型聯(lián)合使用的間歇因子輸運(yùn)方程方法[28]，Steelant 和Dick發(fā)展了與條件平均Navier-Stokes方程聯(lián)合使用的間歇因子輸運(yùn)方程方法[29]，Suzen 和 Huang將前兩者模型相結(jié)合發(fā)展了間歇因子的對流-擴(kuò)散方程[30]。但是這些間歇因子方法都需要積分動量厚度，難以與現(xiàn)代CFD方法相匹配。Langtry和Menter在2005年提出了一種基于SSTk-ω湍流模型的γ-Reθt轉(zhuǎn)捩模型[31]，并很快在二維流場數(shù)值模擬中得到實(shí)際應(yīng)用。經(jīng)過后續(xù)學(xué)者的改進(jìn)發(fā)展，該模型對于二維和三維流動轉(zhuǎn)捩判斷的精度不斷提高，基本滿足工程實(shí)用的要求，并集成在各大主流商用CFD軟件中，成為目前轉(zhuǎn)捩預(yù)測的主流方法。實(shí)踐表明，該模型對于低速至跨聲速范圍內(nèi)流動轉(zhuǎn)捩的模擬結(jié)果比較理想。

在邊界層轉(zhuǎn)捩的數(shù)值模擬方面，國內(nèi)有天津大學(xué)對橫流不穩(wěn)定性轉(zhuǎn)捩預(yù)測方面開展了重點(diǎn)研究；西北工業(yè)大學(xué)、清華大學(xué)和中國空氣動力研究與發(fā)展中心等在轉(zhuǎn)捩模式方面進(jìn)行了大量的研究；南京航空航天大學(xué)和北京航空航天大學(xué)也開展了轉(zhuǎn)捩方法的研究[32-34]。目前的研究成果在一些典型算例上取得了成功，但是適用范圍更廣的轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法還需要進(jìn)一步的完善和驗(yàn)證。

2.3 層流機(jī)翼設(shè)計(jì)技術(shù)

20世紀(jì)30年代起，一批空氣動力學(xué)家在理論和試驗(yàn)研究的基礎(chǔ)上提出了層流翼型設(shè)計(jì)概念，NACA6系列翼型、蘇聯(lián)ЦАГИС5-18翼型、FX系列翼型和Eppler系列翼型等是當(dāng)時最成功的代表[35]。早期的層流翼型設(shè)計(jì)很重視提高失穩(wěn)臨界雷諾數(shù)，直到20世紀(jì)70年代才認(rèn)識到層流邊界層內(nèi)擾動的增長和隨擾動頻率的變化是決定轉(zhuǎn)捩發(fā)生更重要的因素。在一定的有利壓力梯度下，盡管失穩(wěn)點(diǎn)可在前緣附近出現(xiàn)，但轉(zhuǎn)捩點(diǎn)卻可達(dá)到70%弦長位置。這一設(shè)計(jì)思想使得新一代層流翼型可以具有較高的前緣負(fù)壓值，進(jìn)而可以有較大的前緣半徑，這有利于改善翼型的高升力特性和跨聲速特性。

伴隨著設(shè)計(jì)思想的進(jìn)步，層流翼型設(shè)計(jì)經(jīng)歷了由低速向高速的發(fā)展，特別是跨聲速層流翼型的誕生，將軍民用大型運(yùn)輸類飛機(jī)的層流機(jī)翼技術(shù)推向了新的高潮。與早期層流翼型不同，現(xiàn)代可用于高速飛行的層流翼型大致分為兩大類：第1類兼顧低速、高度時的層流特性，在設(shè)計(jì)條件下無激波或只有弱激波，壓力分布類似于超臨界翼型，但前緣半徑更小，從前緣到轉(zhuǎn)捩點(diǎn)具有較大的表面斜率，轉(zhuǎn)捩位置主要靠表面斜率設(shè)計(jì)控制；第2類能夠保證在設(shè)計(jì)條件下無激波且保持大范圍的層流，但低速時不要求層流特征，外形更接近于超臨界翼型，亞聲速時前緣負(fù)壓使得轉(zhuǎn)捩在前緣發(fā)生，而超臨界飛行時，允許存在弱激波以抬高翼型后部的負(fù)壓，從而控制從前緣到激波位置的壓力梯度。

高速層流翼型的設(shè)計(jì)工作開始于20世紀(jì)80年代。Khalid等[36]設(shè)計(jì)了可用于雷諾數(shù)超過107的不同厚度的高速層流翼型，同期西北工業(yè)大學(xué)將超臨界翼型和層流翼型的設(shè)計(jì)思想相結(jié)合，設(shè)計(jì)了NPU系列翼型并開展了風(fēng)洞試驗(yàn)研究[37]。隨后，具備高升力特性的層流翼型和層流機(jī)翼開始發(fā)展，翼型和機(jī)翼的設(shè)計(jì)方法也不斷進(jìn)步和創(chuàng)新，為跨聲速下層流機(jī)翼技術(shù)的發(fā)展和成熟奠定了基礎(chǔ)[38-41]。Zhang等采用有利壓力梯度約束的方法開展了層流翼型的優(yōu)化設(shè)計(jì)工作，獲得了滿意的結(jié)果[42]；Han等提出了高速層流翼型的代理模型優(yōu)化方法，所設(shè)計(jì)的層流機(jī)翼由于激波強(qiáng)度的減弱和層流區(qū)域的擴(kuò)大使得阻力減小了12.1個阻力單位[43]；陳永彬等通過優(yōu)化激波控制鼓包的位置和外形改善了層流翼型的性能[44]；邢宇等采用代理模型方法優(yōu)化層流翼型的層流性能，同時基于梯度算法優(yōu)化層流翼型升阻比，最終獲得了具有55.5%層流的高升阻比層流翼型[45]。關(guān)于高速飛機(jī)層流翼型及機(jī)翼設(shè)計(jì)的研究成果進(jìn)一步證明了層流機(jī)翼技術(shù)具有廣闊的發(fā)展和應(yīng)用前景。

作為國家大中型飛機(jī)研發(fā)機(jī)構(gòu)，一飛院著力于發(fā)展中國運(yùn)輸機(jī)體系研究中的機(jī)翼設(shè)計(jì)技術(shù)。為進(jìn)一步響應(yīng)“綠色航空”號召，一飛院帶領(lǐng)國內(nèi)眾多航空院校、研究院所，通過開展民用飛機(jī)層流機(jī)翼設(shè)計(jì)理念、設(shè)計(jì)方法、風(fēng)洞試驗(yàn)及飛行驗(yàn)證等研究，基本具備民用飛機(jī)自然層流翼型/機(jī)翼設(shè)計(jì)和自然層流短艙設(shè)計(jì)能力，為中國民用飛機(jī)層流機(jī)翼設(shè)計(jì)提供技術(shù)支撐[46-49]。圖3為一飛院設(shè)計(jì)的某超臨界層流機(jī)翼,其上下表面摩擦力系數(shù)Cf云圖顯示,該機(jī)翼層流流動特性良好[14]。

圖3 某超臨界層流機(jī)翼設(shè)計(jì)點(diǎn)摩擦力系數(shù)云圖[14]

2.4 風(fēng)洞試驗(yàn)及測量技術(shù)

風(fēng)洞試驗(yàn)是研究層流機(jī)翼特性、驗(yàn)證設(shè)計(jì)結(jié)果的重要手段，國內(nèi)外開展的關(guān)于層流機(jī)翼的發(fā)展計(jì)劃中均將層流風(fēng)洞試驗(yàn)作為重要的研究手段和技術(shù)提升方向之一。美國從20世紀(jì)30年代就開始通過風(fēng)洞煙霧試驗(yàn)研究不平機(jī)翼表面設(shè)計(jì)對湍流的影響。20世紀(jì)80年代利用F-14飛機(jī)試驗(yàn)研究了后掠角對層流品質(zhì)的影響，并進(jìn)行了高速風(fēng)洞的層流流場顯示試驗(yàn)[50]。近年來，在歐美各項(xiàng)計(jì)劃的推動下，國外開展了大量關(guān)于高速層流機(jī)翼的風(fēng)洞試驗(yàn)研究[51-53]，如圖4所示，分別為NTF、HST、ONERA和ETW風(fēng)洞的層流翼型與機(jī)翼的風(fēng)洞試驗(yàn)。

圖4 國外高速層流機(jī)翼風(fēng)洞試驗(yàn)

國內(nèi)對自然層流機(jī)翼的研究起步相對較晚，由早期NPU2-L72513等層流翼型的二元風(fēng)洞試驗(yàn)研究逐漸發(fā)展至目前三維層流機(jī)翼的試驗(yàn)研究，在層流的風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)、測試技術(shù)、數(shù)據(jù)處理技術(shù)等領(lǐng)域取得了較為豐碩的研究成果[54-57]。2020年航空工業(yè)空氣動力研究院FL-62風(fēng)洞的建成，進(jìn)一步為中國先進(jìn)民用層流機(jī)翼的風(fēng)洞試驗(yàn)創(chuàng)造了更高品質(zhì)的條件。圖5為FL-62風(fēng)洞中進(jìn)行的一飛院某層流機(jī)翼高速試驗(yàn)。

圖5 一飛院高速層流試驗(yàn)

自然層流機(jī)翼的風(fēng)洞試驗(yàn)重點(diǎn)需要測量機(jī)翼的氣動力特性和轉(zhuǎn)捩位置，兩者都離不開機(jī)翼上下表面層、湍流區(qū)域的精準(zhǔn)測量，因此轉(zhuǎn)捩判定是層流風(fēng)洞試驗(yàn)的主要目的。風(fēng)洞試驗(yàn)中用來判斷轉(zhuǎn)捩位置的方法通常有：油流法、升華法、紅外成像技術(shù)(Infrared)、粒子圖像測速技術(shù)(PIV)、壓力敏感涂料技術(shù)(PSP)、溫度敏感涂料技術(shù)(TSP)等[58]。油流法和升華法屬于接觸測量，試驗(yàn)結(jié)果會受到測量介質(zhì)的影響，因此紅外成像技術(shù)、粒子圖像測速技術(shù)和溫度敏感涂料技術(shù)這些非接觸測量手段目前已經(jīng)成為判斷轉(zhuǎn)捩位置的主要方法。圖6所示為通過TSP技術(shù)獲得的不同雷諾數(shù)下某層流機(jī)翼上下表面的轉(zhuǎn)捩測量結(jié)果。

圖6 不同雷諾數(shù)下TSP方法測量結(jié)果[14]

由于層流對流場狀態(tài)和模型表面質(zhì)量十分敏感，開展層流風(fēng)洞試驗(yàn)對風(fēng)洞條件和模型均提出了更高的要求。風(fēng)洞中可能影響試驗(yàn)段層流環(huán)境的因素有：雷諾數(shù)、湍流度、機(jī)械振動、風(fēng)洞干擾等。由于層流機(jī)翼試驗(yàn)驗(yàn)證往往采用縮比模型，試驗(yàn)雷諾數(shù)與飛行雷諾數(shù)差距甚遠(yuǎn)，導(dǎo)致不能完全模擬大氣飛行中的轉(zhuǎn)捩位置、層流分離狀態(tài)與湍流分離狀態(tài)等現(xiàn)象，試驗(yàn)結(jié)果需要進(jìn)行雷諾數(shù)修正；此外，風(fēng)洞中流體的湍流度較真實(shí)飛行條件更大，試驗(yàn)中機(jī)械或聲學(xué)的擾動也會進(jìn)一步引起湍流度增加，這對于層流的維持是不利的，因此需要特別關(guān)注風(fēng)洞流場品質(zhì)，對影響擾動環(huán)境的各類因素加以控制和減弱。

為了充分體現(xiàn)出層流機(jī)翼的減阻優(yōu)勢，層流機(jī)翼的風(fēng)洞試驗(yàn)中對模型阻力測量精度的要求更高。資料表明，風(fēng)洞試驗(yàn)精度當(dāng)前國際先進(jìn)水平是：運(yùn)輸機(jī)試驗(yàn)阻力系數(shù)CD測量的長期精度ΔCD=0.000 1～0.000 2，短期精度ΔCD=0.000 05～0.000 1。這種測量精度可為阻力預(yù)測提供可靠的技術(shù)支持。

2.5 飛行試驗(yàn)及測量技術(shù)

在層流機(jī)翼風(fēng)洞試驗(yàn)的種種限制下，飛行試驗(yàn)通過各類測試技術(shù)，在真實(shí)飛行條件下對機(jī)翼的氣動特性進(jìn)行測量評估，以驗(yàn)證層流機(jī)翼的氣動性能，成為研究和驗(yàn)證層流機(jī)翼技術(shù)的重要手段。

國外對飛行試驗(yàn)技術(shù)的研究起步較早，發(fā)展了大量的測試技術(shù)，包括油流法、化學(xué)升華法、紅外熱成像、熱膜、熱線、熱敏漆、激光粒子成像、邊界層耙、翼面皮托管、尾流耙等。1962年美國NASA率先基于X-21驗(yàn)證機(jī)開展了層流機(jī)翼可行性飛行試驗(yàn)[59]。20世紀(jì)80年代起，基于自然層流翼型設(shè)計(jì)技術(shù)的快速發(fā)展，美國和歐盟在自然層流機(jī)翼和混合層流控制機(jī)翼方面開展了大量的飛行試驗(yàn)研究，圖7給出了1985—2008年各國進(jìn)行的間一些具有代表性的層流機(jī)翼和混合層流機(jī)翼飛行試驗(yàn)。

圖7 1985—2008年間各國層流飛機(jī)演示驗(yàn)證

針對NASA Jetsar(洛克希德C-140)飛機(jī)的LEFT(Leading Edge Flight Test)是ACEE計(jì)劃下的一項(xiàng)重要層流控制技術(shù)研究項(xiàng)目，由道格拉斯和洛克希德設(shè)計(jì)的層流控制裝置在飛行試驗(yàn)中成功實(shí)現(xiàn)機(jī)翼前梁以前70%以上的層流范圍[60]。NASA蘭利中心F-14變后掠機(jī)翼的層流翼套試驗(yàn)成功地在跨聲速飛行條件下獲得了長達(dá)50%弦長的穩(wěn)定的層流流動，有效地驗(yàn)證了亞、跨聲速層流機(jī)翼的設(shè)計(jì)思想及開發(fā)的設(shè)計(jì)軟件[50]。

為了在大型民用干線飛機(jī)上實(shí)現(xiàn)層流減阻，NASA與波音公司開展了B757飛機(jī)高雷諾數(shù)混合層流控制(HFCT)飛行試驗(yàn)(圖8)。此項(xiàng)研究目的是評估混合層流吸氣控制(HLFC)在實(shí)際飛行條件下的性能，發(fā)展和驗(yàn)證一體化的、實(shí)用的、高升力、防冰的HLFC系統(tǒng)，以及發(fā)展一個用于大型、亞聲速商用飛機(jī)的HLFC方案的數(shù)據(jù)庫。飛行試驗(yàn)中熱膜測量的結(jié)果顯示，65%弦長保持了層流狀態(tài)，設(shè)計(jì)點(diǎn)時轉(zhuǎn)捩點(diǎn)推后至機(jī)翼后梁處,尾耙測量結(jié)果表明，可降低29%的當(dāng)?shù)刈枇?，使總阻力降?%[61-62]。

圖8 B757層流減阻示意圖[62]

21世紀(jì)以來，NASA的ERA項(xiàng)目在灣流飛機(jī)上進(jìn)行了層流機(jī)翼的飛行驗(yàn)證，2002年采用層流設(shè)計(jì)的本田輕型噴氣公務(wù)機(jī)問世,其外形如圖9 所示[63]，其具有自然層流機(jī)翼，機(jī)身和頭部重要區(qū)域也進(jìn)行了相應(yīng)的層流控制處理，飛機(jī)的飛行數(shù)據(jù)表明層流特性明顯。

圖9 本田噴氣飛機(jī)[63]

2017年，歐洲 “潔凈天空”計(jì)劃支持開展了一款“層流突破驗(yàn)證機(jī)” (BLADE)的飛行試驗(yàn)，在空客A340飛機(jī)機(jī)翼的外翼段安裝層流控制試驗(yàn)段開展驗(yàn)證試驗(yàn)(圖10)，驗(yàn)證目標(biāo)是在巡航時可降低機(jī)翼表面摩擦阻力50%，總阻力降低8%，碳排放量降低5%以上[64]。

圖10 A340改層流驗(yàn)證機(jī)[64]

采用超聲速自然層流機(jī)翼Aerion SBJ超聲速客機(jī)預(yù)計(jì)在2021年進(jìn)行首飛(圖11)，表明層流技術(shù)將在超聲速領(lǐng)域取得新的突破[65]。

圖11 Aerion SBJ 超聲速客機(jī)[65]

國內(nèi)關(guān)于層流機(jī)翼飛行試驗(yàn)測試技術(shù)研究起步較晚，飛行驗(yàn)證方面的研究工作正在進(jìn)行[66-67]。一飛院作為牽頭單位的某層流機(jī)翼驗(yàn)證機(jī)項(xiàng)目已完成風(fēng)洞試驗(yàn)，進(jìn)入驗(yàn)證機(jī)調(diào)試階段，擬于2022年完成所有的飛行試驗(yàn)科目。如圖12所示,該驗(yàn)證機(jī)采用創(chuàng)新的四發(fā)雙機(jī)身，用于驗(yàn)證研究的層流翼段置于雙機(jī)身中間，高置的尾翼上安裝測試設(shè)備。該項(xiàng)驗(yàn)證將達(dá)到常規(guī)干、支線飛機(jī)巡航馬赫數(shù)附近，雷諾數(shù)到千萬量級。

圖12 某層流機(jī)翼驗(yàn)證機(jī)

近年來，先進(jìn)的快速設(shè)計(jì)與驗(yàn)證技術(shù)成為飛行器設(shè)計(jì)領(lǐng)域的重要方向之一，未來層流機(jī)翼的飛行驗(yàn)證有望向著低成本、小規(guī)模、短周期、低風(fēng)險的方向發(fā)展。

3 層流機(jī)翼設(shè)計(jì)技術(shù)發(fā)展可行性分析

3.1 層流機(jī)翼布局構(gòu)型限制

后掠角是目前限制高速民機(jī)層流機(jī)翼工程化應(yīng)用的問題之一，設(shè)計(jì)高速層流機(jī)翼，首先需要嘗試打破跨聲速機(jī)翼大后掠角設(shè)計(jì)的常規(guī)，通過精細(xì)地權(quán)衡阻力發(fā)散馬赫數(shù)與摩擦阻力，探索把后掠角降到20°及20°以下的可能性(圖13)。

圖13 不同機(jī)翼后掠角示意

后掠角的減小對于層流維持和結(jié)構(gòu)重量減輕有利，符合節(jié)能減排的綠色航空要求，但無疑會導(dǎo)致激波強(qiáng)度的增加，同時因?yàn)閷恿魍捎庙槈禾荻仍O(shè)計(jì)，自然層流翼型通常具有較強(qiáng)的激波，所以有效降低后掠角的關(guān)鍵技術(shù)是通過三維激波控制鼓包來限制波阻的發(fā)展。圖14所示經(jīng)優(yōu)化的鼓包可以有效改變激波強(qiáng)度。研究表明在給定的升力條件下采用優(yōu)化過的激波控制鼓包可使阻力降低20%以上[68]。

圖14 二維鼓包優(yōu)化前后馬赫數(shù)等值線圖比較

主動層流控制技術(shù)的應(yīng)用是解決后掠角過大問題的途徑之一。如圖15所示[69]，采用全范圍吸氣層流控制(LFC)和混合層流吸氣控制(HLFC)技術(shù)均可大幅減小運(yùn)輸類飛機(jī)的燃油消耗。盡管層流控制相當(dāng)有效，但其面臨的工程實(shí)現(xiàn)上的諸多問題亟待解決，如何從工業(yè)應(yīng)用的角度保證其穩(wěn)定性和收益是目前的研究重點(diǎn)。

圖15 不同層流控制技術(shù)的燃油收益[69]

自然層流新布局的設(shè)計(jì)為解決高速飛機(jī)構(gòu)型限制問題提供了更多的可能性。例如，為了減小其余部件對機(jī)翼的干擾，層流飛機(jī)可采用尾吊布局方案；采用更大展弦比的機(jī)翼布局來降低雷諾數(shù)；采用前掠翼等特殊布局等。德國宇航中心(DLR)開展的前掠翼民用飛機(jī)布局研究計(jì)劃LamAir表明(圖16)，小前掠角機(jī)翼不僅可以實(shí)現(xiàn)大后掠角時的跨聲速性能，還可維持機(jī)翼實(shí)現(xiàn)較長范圍的自然層流流動[70]。一飛院開展的層流機(jī)翼設(shè)計(jì)研究中，進(jìn)行了常規(guī)布局與融合布局的層流機(jī)翼設(shè)計(jì)，對于后掠角較小的翼身融合布局(圖17)，也可實(shí)現(xiàn)一定范圍的層流區(qū)域。

圖16 德國宇航中心前掠翼布局方案[70]

圖17 融合布局外翼層流區(qū)域示意圖

層流機(jī)翼還將帶來低速高升力設(shè)計(jì)的難題。由于要保持巡航飛行時大面積層流，機(jī)翼表面需要盡可能“干凈”，尤其機(jī)翼前緣不能出現(xiàn)可能誘發(fā)轉(zhuǎn)捩的干擾，因此層流機(jī)翼一般不采用前緣縫翼而采用克魯格襟翼，克魯格襟翼相對前緣縫翼在失速特性、重量特性等方面有一些劣勢，因此,需要進(jìn)行精心設(shè)計(jì)優(yōu)化。此外，層流機(jī)翼相對傳統(tǒng)機(jī)翼彎度較小，因此要滿足高效的增升性能要求，可能需要設(shè)計(jì)雙縫襟翼，這又將帶來機(jī)構(gòu)、系統(tǒng)等方面的復(fù)雜性，以及重量代價。

層流機(jī)翼還必須解決“多點(diǎn)設(shè)計(jì)兼顧”的問題，避免出現(xiàn)層流流動被破壞或者偏離設(shè)計(jì)點(diǎn)時阻力急劇增加情況的出現(xiàn)。1980末期開展的Cessna T210R飛行試驗(yàn)中，就有爬升性能下降10%的情況[11]，因此分離、失速、轉(zhuǎn)捩提前等流動狀態(tài)都需要仔細(xì)權(quán)衡。隨著優(yōu)化設(shè)計(jì)能力的提升，層流機(jī)翼在非設(shè)計(jì)點(diǎn)的性能得到了改善。如Hondajet飛行試驗(yàn)表明，其巡航和爬升都具有較小的型阻，低頭力矩較小，由于前緣污染帶來的翼型剖面最大升力系數(shù)損失5.6%，處在可以接受的范圍[63]。

此外，進(jìn)行層流設(shè)計(jì)時，需要進(jìn)行層流設(shè)計(jì)指標(biāo)和其他指標(biāo)的協(xié)調(diào)。除關(guān)注層流設(shè)計(jì)指標(biāo)外，機(jī)翼的幾何特性、力矩特性、結(jié)構(gòu)特性、抖振特性等都要考慮在內(nèi)，權(quán)衡取舍才能夠設(shè)計(jì)出滿足實(shí)際設(shè)計(jì)指標(biāo)與約束的自然層流機(jī)翼。同時層流外形對結(jié)構(gòu)、油箱容積、增升裝置布置空間等的影響也應(yīng)該得到充分的評估。

3.2 轉(zhuǎn)捩判定的可信度

在層流機(jī)翼的設(shè)計(jì)、驗(yàn)證中，準(zhǔn)確預(yù)測和測量轉(zhuǎn)捩位置對于準(zhǔn)確預(yù)測阻力、判斷層流機(jī)翼減阻能力具有決定性的影響。

從數(shù)值模擬的角度，現(xiàn)有的轉(zhuǎn)捩模型把經(jīng)驗(yàn)關(guān)聯(lián)方法融入到現(xiàn)代CFD中去，為工程實(shí)用的轉(zhuǎn)捩模擬提供了一個有效途徑，在商業(yè)軟件中比較常見；一些學(xué)者認(rèn)為基于線性穩(wěn)定性分析或拋物化穩(wěn)定性方程的半經(jīng)驗(yàn)eN方法最為實(shí)用，但前提是有足夠多的風(fēng)洞試驗(yàn)或飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)作為依據(jù)?；谀壳鞍l(fā)展的轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法的優(yōu)缺點(diǎn)，對于轉(zhuǎn)捩數(shù)值預(yù)測方法的發(fā)展趨勢有：進(jìn)一步提高預(yù)測的精確度、預(yù)測不同物理機(jī)制誘導(dǎo)的轉(zhuǎn)捩、發(fā)展適用于CFD并行計(jì)算和復(fù)雜構(gòu)型數(shù)值模擬的完全基于當(dāng)?shù)刈兞康霓D(zhuǎn)捩預(yù)測方法等。

從風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)的角度，目前的轉(zhuǎn)捩判定方法單獨(dú)來說效果可能不夠理想，如Stanton管制作工藝復(fù)雜且對邊界層存在影響；表面熱膜/熱線分辨率不夠，校準(zhǔn)方法不規(guī)范；升華法受環(huán)境規(guī)范限制等。但是，綜合這些方法，相互參考關(guān)鍵信息，則可能為轉(zhuǎn)捩測量提供可靠的圖像與依據(jù)[58]。近年來，隨著軟、硬件技術(shù)發(fā)展，靈敏度和分辨率較高的紅外測量和TSP測量方法成為主流。國外從20世紀(jì)80年代起開展了大量的紅外熱像邊界層轉(zhuǎn)捩測量試驗(yàn)的研究，逐漸完善紅外熱像測試技術(shù)，目前整體技術(shù)成熟度為TRL4～5的水平，表1給出了國外一些轉(zhuǎn)捩測量試驗(yàn)的情況[71-77]。國內(nèi)也積極在某民機(jī)科研項(xiàng)目中開展了針對層流翼套的紅外熱像轉(zhuǎn)捩測量飛行試驗(yàn)測試技術(shù)研究，取得了較為滿意的成果。

表1 國外開展過的飛行試驗(yàn)轉(zhuǎn)捩測量研究[71-77]

3.3 層流控制及層流維護(hù)

通過流動控制技術(shù)對機(jī)翼表面的邊界層流動進(jìn)行控制是實(shí)現(xiàn)層流的重要手段，發(fā)展至今在原理、控制效果和實(shí)現(xiàn)途徑方面均積累了大量研究。層流控制技術(shù)主要有自然層流流動(NLF)控制、全層流流動控制(LFC)和混合層流流動控制(HLFC)3種概念[62],見圖18。

圖18 3種層流流動控制技術(shù)概念示意圖[62]

NLF技術(shù)利用有利壓強(qiáng)(順壓)分布延緩轉(zhuǎn)捩的發(fā)生，在二維和軸對稱流動中已經(jīng)發(fā)展得比較成熟。該技術(shù)通過將最大厚度點(diǎn)盡可能后移,在翼型前部保持順壓梯度，以此抑制邊界層內(nèi)不穩(wěn)定擾動的發(fā)展。由于層流的維持容易受到環(huán)境擾動的影響，一般在雷諾數(shù)較小(25×106以下)、機(jī)翼橫流效應(yīng)不明顯(機(jī)翼后掠角不大)的飛機(jī)上使用；LFC技術(shù)利用全弦長范圍的吸氣，消除邊界層內(nèi)的不穩(wěn)定擾動，使機(jī)翼表面在各種飛行狀態(tài)下都能夠保持層流狀態(tài)。這是一種理想的流動控制技術(shù)，理論上可以有效擴(kuò)大層流區(qū)范圍，減小巡航阻力，但實(shí)際應(yīng)用時會遇到機(jī)翼翼盒綜合設(shè)計(jì)的難題，且吸氣所需的能量很大；HLFC技術(shù)結(jié)合了NLF和LFC的思想，通過合理的外形設(shè)計(jì)和前緣小范圍的吸氣控制實(shí)現(xiàn)層流控制的效果，減少了LFC的吸氣要求，降低了系統(tǒng)的復(fù)雜性，避免了氣動、結(jié)構(gòu)等專業(yè)和吸氣裝置的耦合設(shè)計(jì)，在湍流狀態(tài)下仍具有好的性能。此外，壁面冷卻[78]、主動柔性壁[79]、多孔壁[80]、表面粗糙元[81]等被動和主動的流動控制技術(shù)也為機(jī)翼層流控制提供了新的思路。

層流對機(jī)翼表面的制造公差和光滑度有著嚴(yán)格的要求, 雖然國內(nèi)外已經(jīng)形成了較多的自然層流機(jī)翼的相關(guān)設(shè)計(jì)和驗(yàn)證方案，但投入工程實(shí)用的較為有限，原因之一就是缺乏光滑、防塵的機(jī)翼表層材質(zhì)。最近30年，空客、ONERA、達(dá)索航空以及很多其他研究機(jī)構(gòu)啟動了多個與NLF和HLFC技術(shù)加工制造研究相關(guān)的項(xiàng)目，在材料科學(xué)技術(shù)的不斷發(fā)展下，大大推進(jìn)了自然層流機(jī)翼的實(shí)用化進(jìn)程。

此外，為了保證層流控制飛機(jī)的飛行安全和效率，需要采取一定的層流維護(hù)措施，以防止飛行過程中由于冰粒或昆蟲污染而導(dǎo)致層流失效。現(xiàn)階段一般采用Krueger襟翼以防止昆蟲污染，并采用熱空氣防冰系統(tǒng)等防冰措施。

4 層流機(jī)翼技術(shù)發(fā)展方向

4.1 多設(shè)計(jì)點(diǎn)優(yōu)化的超臨界自然層流機(jī)翼

超臨界機(jī)翼的誕生在一定程度上解決了大型民用飛機(jī)高巡航馬赫數(shù)需求和高升阻比需求的矛盾，在跨聲速領(lǐng)域廣泛應(yīng)用。在新一代民用飛機(jī)綠色、環(huán)保的新要求下，層流機(jī)翼技術(shù)成為新的發(fā)展方向，層流與超臨界思想相結(jié)合的超臨界自然層流機(jī)翼必然具有廣闊的應(yīng)用前景。

跨聲速下，層流對后掠角的限制會減小機(jī)翼的巡航馬赫數(shù)，較長的層流區(qū)和過大的順壓梯度會導(dǎo)致激波的增強(qiáng)和壓力恢復(fù)段分離的產(chǎn)生，而激波與邊界層的相互干擾會帶來阻力的激增，這些特殊的流動特征使得超臨界自然層流機(jī)翼氣動設(shè)計(jì)十分復(fù)雜，需要權(quán)衡摩擦阻力、壓差阻力以及巡航馬赫數(shù)等關(guān)鍵因素，發(fā)展高精度的邊界層轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法和高效的設(shè)計(jì)方法。目前國外關(guān)于超臨界層流翼型及機(jī)翼的設(shè)計(jì)研究和試驗(yàn)驗(yàn)證方面取得了較豐富的成果[36,38-41]，國內(nèi)仍處于比較初步階段，在轉(zhuǎn)捩數(shù)值預(yù)測和轉(zhuǎn)捩試驗(yàn)探測等方面進(jìn)行了嘗試[14,82]，取了一些突破。

單點(diǎn)優(yōu)化設(shè)計(jì)的高性能自然層流翼型及機(jī)翼會面臨飛行環(huán)境的波動引起設(shè)計(jì)點(diǎn)層流區(qū)不穩(wěn)定的問題，進(jìn)而可能導(dǎo)致飛機(jī)性能的突然惡化。因此，在不采用主動控制技術(shù)的前提下，多設(shè)計(jì)點(diǎn)優(yōu)化設(shè)計(jì)自然層流氣動外形，使其可以在大氣湍流等不確定因素的影響范圍內(nèi)，保持穩(wěn)定的大范圍層流區(qū)域是高性能自然層流機(jī)翼設(shè)計(jì)重要的發(fā)展方向。

4.2 混合層流流動控制技術(shù)的應(yīng)用

傳統(tǒng)層流機(jī)翼在大后掠角情況下具有局限性，因此壁面吸氣的主動層流控制技術(shù)將是高速飛機(jī)層流機(jī)翼設(shè)計(jì)的重要發(fā)展方向，其中混合層流流動控制技術(shù)是目前最具有發(fā)展?jié)摿蛻?yīng)用前景的技術(shù)。

20世紀(jì)90年代起，國外開展了混合層流控制技術(shù)的研究，在減阻機(jī)理、吸氣控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)、混合層流機(jī)翼設(shè)計(jì)等方面取得了一定成果，并開展了飛行驗(yàn)證[83-84]。試驗(yàn)結(jié)果表明，采用混合層流控制的B757機(jī)翼表面可以推遲轉(zhuǎn)捩至65%弦長位置，獲得6%的減阻收益；A320尾翼的混合層流系統(tǒng)維持40%的層流區(qū)[85]。Risse等針對 A350 類型飛機(jī)進(jìn)行了混合層流初步優(yōu)化設(shè)計(jì)，設(shè)計(jì)結(jié)果表明前緣 20% 弦長均勻吸氣的混合層流技術(shù)將獲得阻力降低8%的燃油消耗減小10%的收益[86]。國內(nèi)的相關(guān)研究起步晚，但也在風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值優(yōu)化方面發(fā)表了一些研究成果。王菲[87]、鄧雙國[56]等分別利用升華法和測溫法對混合層流機(jī)翼開展了風(fēng)洞試驗(yàn)研究，試驗(yàn)結(jié)果表明前緣吸氣有效推遲了機(jī)翼表面的轉(zhuǎn)捩；楊體浩等基于自由變形(FFD)參數(shù)化方法和改進(jìn)的微分進(jìn)化算法建立了可同時考慮吸氣控制分布和機(jī)翼型面影響的HLFC機(jī)翼氣動優(yōu)化設(shè)計(jì)系統(tǒng)，對無限展長的后掠翼進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)研究[88]；史亞云等利用數(shù)值方法研究了吸氣孔徑、孔間距、吸氣孔位置對層流控制效果的影響[89]，發(fā)展了基于能量觀點(diǎn)的混合層流優(yōu)化設(shè)計(jì)方法[90]；一飛院在2022年開展混合層流控制技術(shù)飛行驗(yàn)證研究。

盡管混合層流技術(shù)目前在工程上并不成熟，但已有的研究成果表明其具有極大的發(fā)展?jié)摿?，有望成為未來層流機(jī)翼的實(shí)現(xiàn)手段之一。建立能夠精確模擬吸氣和進(jìn)行穩(wěn)定性分析的轉(zhuǎn)捩預(yù)測分析方法，搭建面向混合層流機(jī)翼的高效、可靠的優(yōu)化設(shè)計(jì)系統(tǒng)，發(fā)展適用于混合層流機(jī)翼的試驗(yàn)方法和測試方法，完善混合層流機(jī)翼生產(chǎn)制造和運(yùn)行維護(hù)手段等是混合層流流動控制技術(shù)目前需要解決的重要問題，對于混合層流技術(shù)早日實(shí)現(xiàn)工程應(yīng)用具有重要意義。

4.3 超聲速自然層流機(jī)翼

超聲速自然層流機(jī)翼是近年來提出的新的概念，旨在研究在巡航速度超過聲速飛機(jī)上應(yīng)用層流機(jī)翼技術(shù)的手段，應(yīng)用方向有先進(jìn)運(yùn)輸機(jī)、長航時無人機(jī)、臨近空間飛行器等。

NASA通過F-15B飛行驗(yàn)證機(jī)開展了超聲速自然層流機(jī)翼的飛行試驗(yàn)，在馬赫數(shù)2的飛行速度下，試驗(yàn)段外翼幾乎獲得了全范圍層流，內(nèi)翼段層流區(qū)約為75%～80%，如圖19所示[91]。洛馬公司設(shè)計(jì)的超聲速層流機(jī)翼減小10%的黏性阻力[92]。這些結(jié)果極大地鼓舞了航空工業(yè)發(fā)展自然層流超聲速機(jī)翼技術(shù)的信心。

圖19 F-15飛行試驗(yàn)[91]

相比低跨聲速層流機(jī)翼，超聲速層流機(jī)翼在流動特征上表現(xiàn)為高馬赫數(shù)導(dǎo)致強(qiáng)壓縮性，盡管壓縮性增強(qiáng)帶來的氣動阻尼效應(yīng)有利于抑制二維T-S擾動波的發(fā)展，但大后掠高雷諾數(shù)下橫流不穩(wěn)定性更加強(qiáng)烈，三維T-S斜波和橫流行波成為可能主導(dǎo)轉(zhuǎn)捩的不穩(wěn)定模態(tài)。牛海波等開展的風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果表明，馬赫數(shù)6時機(jī)翼前緣轉(zhuǎn)捩主要由橫流主導(dǎo)[93]。因此，傳統(tǒng)的轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法不再適用，需要發(fā)展能夠考慮T-S斜波和CF行波的轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法[94]。此外,超聲速層流機(jī)翼還需要兼顧聲爆特性，開展層流聲爆耦合設(shè)計(jì)[95]。

5 結(jié) 論

通過對層流機(jī)翼設(shè)計(jì)技術(shù)的現(xiàn)狀及可行性進(jìn)行分析，可以得出結(jié)論：層流機(jī)翼是滿足未來綠色航空需求的首選。在現(xiàn)代飛機(jī)設(shè)計(jì)總體技術(shù)不斷發(fā)展的基礎(chǔ)上，隨著層流機(jī)翼設(shè)計(jì)、數(shù)值計(jì)算、加工制造、試驗(yàn)等關(guān)鍵技術(shù)的突破，層流機(jī)翼在未來先進(jìn)運(yùn)輸類飛機(jī)領(lǐng)域必然有廣闊的市場。