袁吉森，孫爵，李玲玉，于晟浩，聶晗，高亮杰，韓忠華，錢戰(zhàn)森

1. 航空工業(yè)空氣動力研究院 高速高雷諾數(shù)氣動力航空科技重點實驗室，沈陽 110034

2. 航空工業(yè)空氣動力研究院 高超聲速氣動力/熱技術重點實驗室，沈陽 110034

3. 西北工業(yè)大學 航空學院 翼型/葉柵空氣動力學重點實驗室，西安 710072

4. 西北工業(yè)大學 航空學院 超聲速客機研究中心，西安 710072

民用飛機自誕生以來，就以其快捷、舒適的特點成為人類出行的重要交通工具。但隨著全球經(jīng)濟的發(fā)展以及國家之間交往的日益頻繁，傳統(tǒng)亞聲速飛機已經(jīng)難以滿足人們對旅行速度的要求，發(fā)展飛行速度更快的超聲速民機成為民航運輸?shù)钠惹行枨?。早?0世紀70年代，以“協(xié)和”號、“圖144”為代表的第一代超聲速民機就已經(jīng)研制成功，但這兩種飛機油耗高、航程短、使用成本昂貴、聲爆問題嚴重、安全性差，最終不得不退出了民航市場。此后世界多國提出了第二代超聲速民機研究計劃，諸如HSCT計劃[1]、ESRP[2]計劃等，但這些計劃都并未付諸實踐。近年來，新一代超聲速民機因具有獨特的旅行效率優(yōu)勢再次得到了國際航空界的普遍關注。世界各國紛紛掀起了新一代超聲速民機的研究熱潮，并制定了一系列研究計劃，包括QSP計劃[3]、“N+3”計劃[4]、NEXST計劃[5]等。

新一代超聲速民機研制的重點在于解決聲爆和經(jīng)濟性問題，因此需要突破的關鍵技術難題主要有：聲爆預測及其抑制技術、超聲速減阻技術、超聲速變循環(huán)發(fā)動機技術、低聲爆低阻布局與綜合優(yōu)化技術[6]。對于民用飛機，經(jīng)濟性是決定其能否成功投入商業(yè)運營的重要因素。相比于亞聲速，超聲速飛機因其升阻比大大降低，導致氣動效率下降較為明顯，如想成功在現(xiàn)代航空運輸中得到廣泛應用，巡航條件的減阻問題成為關鍵技術。與湍流流動相比，層流流動的摩擦阻力明顯減小，如能在超聲速飛機的表面保持更多的層流區(qū)，其巡航氣動效率將大幅提升。

由于層流對于減阻的巨大潛力，航空界很早就開始了飛機層流流動技術的研究，形成了自然層流(NLF)、層流控制(LFC)和混合層流控制(HLFC)3種增強層流的技術手段[7-8]，發(fā)展了數(shù)值模擬、風洞試驗、飛行試驗3種層流評估技術。亞/跨聲速運輸機布局的層流化的可行性已經(jīng)在很多風洞試驗和飛行試驗得到了驗證[9-11]。但對于超聲速飛機，由于大后掠導致的強三維效應和高速的強可壓縮性同時存在，層流設計相比于亞聲速則具有更大的難度。而且高速邊界層對表面缺陷、粗糙度、自由流湍流度和環(huán)境擾動十分敏感，在以層流增強為目標的設計優(yōu)化任務中，必須準確地考慮這些可能因素。針對這一難題，國內外開展了超聲速自然層流設計、流動控制和層流效果評估等方面的多項研究，并取得了諸多進展。

本文首先介紹了層流設計對超聲速飛機氣動效率提升的顯著效益，然后闡述了超聲速自然層流設計技術和流動控制兩種有效的轉捩延遲手段，接著簡述了數(shù)值模擬、風洞試驗、飛行試驗3種層流評估技術，介紹了國內外典型的超聲速層流布局設計與評估案例，最后總結了技術難點并給出了發(fā)展建議。

1 超聲速飛機的氣動效率

超聲速飛機的巡航升阻比通常不足8.0，而亞聲速運輸機的巡航升阻比接近20.0，更小的升阻比意味著更多的燃料消耗和更高的飛行成本。如果在維持升力的條件下能夠減少超聲速飛機的總阻力，就可以提高升阻比，改善其經(jīng)濟性。

超聲速飛機的主要阻力來源有：激波阻力、摩擦阻力、升致阻力、干擾阻力等。在超聲速巡航(以馬赫數(shù)2.0為例)條件下，激波阻力約占總阻力的20%，摩擦阻力約占40%，升致阻力約占35%，其他阻力約占5%[12]。因此超聲速減阻的重點在于降低激波阻力和摩擦阻力。歷史上對激波阻力的研究較為充分，建立了以機身面積律和后掠機翼為代表的典型布局形式。摩擦阻力在總阻力中占有很大的比重，因而通過層流設計技術來減小摩擦阻力對于超聲速飛機氣動效率的提升具有很大的工程意義。

洛克希德·馬丁公司的Morgenstern等[4]給出了層流設計對N+3代超聲速民機阻力系數(shù)和升阻比的影響，如圖1所示。兩者都是在馬赫數(shù)1.6和5×104ft(1 ft=0.304 8 m)高度的巡航條件下進行評估的。隨著層流范圍的擴大，升阻比得到了明顯地提高。如能保持40%弦長的層流范圍就足以使升阻比提高約2.0；如能保持80%弦長的層流范圍甚至可以使升阻比提高將近6.0。從圖2可以看出，隨著層流范圍的擴大，燃油效率(紅色線，定義為每磅燃油的乘客英里數(shù))顯著增加，最大起飛總重(深藍色線)和燃油重量(淺藍色線)顯著減少。

圖1 3種自然層流水平下的巡航阻力極曲線[4]

圖2 自然層流帶來的重量和燃油節(jié)省-恒定范圍[4]

斯坦福大學的Sturdza[13]對巡航馬赫數(shù)為1.5 的大型超聲速公務機進行了層流效益評估，如圖3所示。根據(jù)計算結果，將機翼層流范圍從5%增加到80%，航程增加了近2 000 n mile(1 n mile=1 852 m)，可以將一架僅能跨大西洋的飛機變?yōu)榭煽缭教窖蟮娘w機。圖4是考慮5 000 n mile 固定航程的重量節(jié)省圖[13]。從圖中可以看出,將機翼層流范圍從10%增加到80%，航程空重和起飛重量均可下降一半多。

圖3 層流對航程的影響[13]

圖4 層流對重量的影響[13]

綜合來看，在保持升力和力矩特性相當?shù)臈l件下，在超聲速飛機表面維持更多的層流范圍是提高其氣動效率的重要途徑，本文將針對超聲速自然層流、流動控制和設計效果評估技術展開回顧。

2 超聲速層流布局設計技術

2.1 超聲速機翼的邊界層轉捩機制

對于超聲速飛機，為了獲得較低波阻的氣動構型，采用后掠翼成為氣動界的共識，經(jīng)過多年的積累，大后掠翼布局已是超聲速飛機的基本構型[14-15]，故而當前的超聲速層流布局設計主要針對該類布局來開展。對于超聲速飛機的大后掠機翼，流動從層流向湍流轉變的不穩(wěn)定機制主要可歸結為4類，如圖5所示。

圖5 超聲速大后掠翼的4類不穩(wěn)定機制

1) 前緣線不穩(wěn)定性

前緣線[16-18]，也叫駐點線，指的是機翼上靜壓最大的翼展方向線，它一般在靠近機翼前緣的位置，將氣流分為上表面的一個分支和下表面的一個分支。對于后掠翼來講，其前緣線也是一條空間后掠流線，如圖6所示[19]。

圖6 前緣線示意圖[19]

前緣線不穩(wěn)定性(Attachment-line Instability)可分為兩類：一是流動“自然”轉捩。在前緣無污染的情況下，擾動亦可自激發(fā)展。如圖7(a)所示[19]，層流邊界層在翼根附近的A點發(fā)展，然后可能在展向方向的下游變?yōu)橥牧鳌６乔熬壩廴疽鸬牧鲃愚D捩?？拷鼨C身部位的翼根附近，機身的湍流邊界層往往會沿著前緣線展向發(fā)展，如圖7(b)所示[19]。由于其擾動較大，從而極易誘發(fā)轉捩。

圖7 “自然”轉捩與前緣污染[19]

2) 橫流不穩(wěn)定性

后掠翼前緣附近存在著較強的展向壓力梯度，使平行于機翼表面的無黏流線發(fā)生偏離；而在邊界層內部，盡管越靠近壁面流向速度越小，但壁面法向壓力梯度保持不變。因此，在邊界層內部垂直于無黏流線的方向產(chǎn)生了二次流，稱為橫流[20-22]。圖8顯示了三維橫流邊界層速度剖面[22]。因為橫流速度在壁面和邊界層外必須為0，所以橫流速度型必然存在拐點。拐點的存在提供了無黏不穩(wěn)定性的來源，并且不穩(wěn)定性表現(xiàn)為同向旋轉渦流，其軸線與局部無黏流線呈一定角度的夾角。

圖8 三維橫流邊界層速度剖面[22]

橫流不穩(wěn)定性(Crossflow Instability)存在兩種不穩(wěn)定波(簡稱C-F波)，一種是駐波(Stationary Crossflow Waves)，一種是行波(Traveling Crossflow Waves)。前者屬于定常擾動，物理上主要體現(xiàn)為表面非光潔帶來的沿展向均勻分布的分離渦；后者屬于非定常擾動，物理上主要體現(xiàn)為隨流線向下游傳播的聲波擾動。根據(jù)邊界層線性穩(wěn)定性理論，行波擾動相比于駐波擾動具有更大的增長率，因而橫流不穩(wěn)定性應更多是由行波擾動引起。但線性穩(wěn)定性理論分析是假設行波和駐波具有相同的初始擾動幅值。在實際的飛行試驗和風洞試驗中，哪種模態(tài)在邊界層轉捩中占主導地位取決于定常擾動和非定常擾動的相對幅值大小。對于飛行試驗，來流湍流度很低，但飛機表面粗糙度較大，駐波模態(tài)可能占主導地位[23-24]。而對于風洞試驗，來流湍流度往往較大，表面粗糙度不確定度也較大，兩者都有可能[25]。

3) 流向T-S波不穩(wěn)定性

T-S波[26-28]是流向平均速度剖面不穩(wěn)定的結果,因其對應于Orr-Sommerfeld方程的不穩(wěn)定特征值，也被稱為模態(tài)不穩(wěn)定性。通常亞、跨乃至超聲速條件下，主導的是第1模態(tài)，在高超聲速時才會出現(xiàn)高階模態(tài)。T-S波不穩(wěn)定性(Tollmien-Schlichting Wave Instability)主要與流向壓力梯度相關，在順壓區(qū)域趨于穩(wěn)定，逆壓區(qū)域更趨于不穩(wěn)定。

4) G?rtler渦不穩(wěn)定性

對于凹曲面，在離心力作用下會生成對轉的旋渦，稱之為G?rtler渦[29-30]，如圖9所示[31]。G?rtler渦的發(fā)展也可能會導致轉捩發(fā)生,但對于超聲速機翼，前緣區(qū)域基本不存在凹曲面，故一般不涉及G?rtler渦不穩(wěn)定性(G?rtler Vortex Instability),只有機體的某些部位，如進氣道壓縮面、機翼后緣才有可能發(fā)生，設計中可單獨予以考慮。

圖9 凹曲面G?rtler渦的示意圖[31]

2.2 超聲速機翼自然層流設計技術

要擴大機翼表面的層流范圍，就要對以上4種不穩(wěn)定性進行抑制。

1) 前緣線不穩(wěn)定性抑制技術

通常超聲速布局的基本構型都是機身機翼組合體形式，因而前緣線不穩(wěn)定性必須考慮機身邊界層污染。前緣線附近流動經(jīng)過適當簡化后，可歸結為典型的帶后掠Hiemenz流動。所謂Hiemenz流動指的是流動流向正對著的物體，從而發(fā)生滯止的現(xiàn)象，最簡化的形式為氣流撞擊平板流動，如圖10所示。如圖11的氣流撞擊水平圓柱流動，也是Hiemenz流動的一種，本文研究的對象主要是如圖6所示后掠Hiemenz流動。

圖10 平板Hiemenz流動示意圖

圖11 圓柱Hiemenz流動示意圖

帶有機體邊界層污染的后掠Hiemenz流動，其失穩(wěn)機理還是比較復雜的，目前還未有精準的預測方法。前期Hall[32]、Theofilis[33]、Heeg[34]、符松[35]等采用線性穩(wěn)定性分析方法開展了該類流動的轉捩特性，為氣動設計提供了一定的理論支撐。在實際設計中使用較多的是Pfenninger[36]和Poll[37-38]發(fā)展的方法，因其簡潔便于引入布局設計，得到了較為廣泛的應用。下面對這兩種方法分別進行介紹。

Pfenninger在X-21的飛行試驗中發(fā)現(xiàn)，后掠機翼前緣的展向湍流污染造成了機翼的層流損失，并且給出了污染發(fā)生的條件[36]，即當ReθAL<100時，機翼可以始終保持層流；而當ReθAL>100時，在前緣污染作用下轉捩就可能發(fā)生。這里，ReθAL=VeθAL/ν，其中ReθAL為前緣線的動量厚度雷諾數(shù)，Ve為自由流的展向速度分量，θAL為前緣線的當?shù)貏恿亢穸龋蜑檫\動黏度。對于后掠圓柱，該表達式可改寫為

(1)

式中：U∞為來流速度；R為前緣曲率半徑；φ為前緣后掠角。

(2)

(3)

式中：ν*是參考溫度下的運動黏度。

T*=Te+A(Tw+Te)+B(Taw-Te)

(4)

式中：Te是邊界層邊緣溫度；Tw是壁面溫度；Taw是絕熱壁(恢復)溫度；A、B為經(jīng)驗常數(shù)，通常取A=0.1，B=0.6。

Pfenninger和Poll提出的準則已經(jīng)被許多風洞試驗和飛行試驗所驗證[40]。根據(jù)這一準則，只要將前緣線雷諾數(shù)抑制在臨界值以下，就可以有效防止前緣線轉捩。

2) 流向T-S波不穩(wěn)定性抑制技術

在研究T-S波不穩(wěn)定性的Orr-Sommerfeld方程中，速度型曲率項d2U/dy2的正負是確定流動穩(wěn)定與否的重要標志。壁面附近該項負值越大，邊界層流動越穩(wěn)定。由壁面附近邊界層的動量方程可找出該速度型曲率項正負的方法，即可得出控制層流穩(wěn)定的措施。動量方程為

(5)

式中：V0為壁面法向吹氣速度(+為吹起，-為吸氣)；μ為黏性系數(shù)；T為溫度。由此可見，?p/?x<0(順壓梯度)、V0<0(壁面吸氣)、dμ/dT>0、?T/?y>0(壁面冷卻)等為抑制T-S波不穩(wěn)定性的可用措施[41]。

在自然層流設計中，主要考慮第1種措施，即順壓梯度控制。通過改變翼型的幾何形狀，使得機翼沿弦向的壓力分布保持順壓梯度，即可有效地抑制T-S波不穩(wěn)定性

3) 橫流不穩(wěn)定性抑制技術

隨著機翼后掠角的增大，橫流不穩(wěn)定性會逐漸增強。理論分析表明，當機翼后掠角超過25°后，橫流不穩(wěn)定性將主導邊界層轉捩，而對于馬赫數(shù)2.0級的超聲速飛機而言，其機翼前緣后掠角通常達到65°。橫流不穩(wěn)定性是由橫流速度型引起的，減少此速度分量可減弱不穩(wěn)定性。對于給定的機翼前緣、后掠角和單位雷諾數(shù)，減少橫流速度分量的唯一方法是減小弦向的壓力梯度，但這又會增加T-S波的不穩(wěn)定性，因此后掠機翼的自然層流設計面臨既要抑制橫流不穩(wěn)定性，又要抑制T-S波不穩(wěn)定性的壓力分布設計問題[41]。另一方面，大型民用客機的飛行雷諾數(shù)較高，在高雷諾數(shù)條件下，橫流不穩(wěn)定性的抑制更加困難。

流向不穩(wěn)定性和橫流不穩(wěn)定性受流向壓力梯度的影響相反，在逆壓區(qū)域，T-S波不穩(wěn)定；在順壓區(qū)域，C-F波不穩(wěn)定。由于機翼前部總是加速區(qū)(順壓區(qū))，加速區(qū)之后是減速區(qū)(逆壓區(qū))，因此橫流不穩(wěn)定性主要位于前部，而流向不穩(wěn)定性通常位于橫流不穩(wěn)定性的下游區(qū)域。對于后掠機翼，橫流無法完全消除，只能盡量減弱其擾動幅值。如果能在前緣附近將C-F波抑制在臨界值以下，然后在其下游采用微小的順壓或近似零壓力梯度抑制T-S波，即可實現(xiàn)大范圍的層流。同時考慮流向和橫向不穩(wěn)定性，需使得機翼沿弦向壓力分布滿足上翼面前緣吸力峰快速提升，繼而沿弦向保持水平壓力分布，即出現(xiàn)“平臺區(qū)”。如圖12所示，機翼沿弦向“平臺區(qū)”占比越大，層流區(qū)就越大[42]。

圖12 機翼理想壓力分布示意圖[42]

4) G?rtler渦不穩(wěn)定性抑制技術

G?rtler渦不穩(wěn)定性發(fā)生于外形的凹面區(qū)域，是由邊界層內的擾動在離心力的作用下發(fā)展成的G?rtler渦引起的不穩(wěn)定。凹面曲率大將助長此類不穩(wěn)定性的發(fā)展，因此可以通過相應的外形設計即在表面進行曲率約束來消除凹曲面，從而規(guī)避G?rtler渦的產(chǎn)生，對G?rtler渦不穩(wěn)定性進行有效抑制[41-43]。

綜上所述，對超聲速機翼開展自然層流設計的要點在于：

1) 該幾何外形要控制前緣半徑，避免前緣線污染引發(fā)的轉捩，同時避免凹曲面設計，規(guī)避G?rtler渦的產(chǎn)生。

2) 需要在滿足其他流動約束(升力、俯仰力矩等)的條件下，對翼型幾何外形和對應的壓力分布曲線進行迭代優(yōu)化，使得壓力分布趨勢既能滿足對流向T-S波不穩(wěn)定性的有效抑制，又能滿足對橫向C-F波不穩(wěn)定性的有效抑制，從而得到滿足合適壓力分布的翼型幾何外形。

3) 要整體考慮超聲速飛機的自然層流設計，還需充分考慮機身、發(fā)動機等部件對機翼的綜合影響，同時考慮機翼的厚度、安裝角和扭轉角等因素。

2.3 超聲速層流保持技術

在自然層流設計的基礎上，采用流動控制技術進一步延緩流動轉捩，也是研究較多的技術，多年來人們提出了形形色色的控制方法。早期比較有代表性的是吹吸氣技術，詳見Joslin[44]的綜述，但這些技術成熟度目前還不是很高，控制效果仍不是很理想，離實際工程使用均有著較大距離。近年來Malmuth等[45]提出的聲學超表面技術、Saric等[46]提出的分布式粗糙元技術和Corke[47]提出的等離子體控制技術得到了越來越多的關注，本節(jié)作重點介紹。

2.3.1 聲學超表面

1) 基本概念

聲學超表面是一個表面具有亞波長尺寸微結構的層狀材料。聲學超表面技術延緩轉捩是通過設計表面微結構的幾何尺寸和排布方式，來調控模態(tài)擾動波的偏振、相位、振幅、頻率等特性，從而抑制或破壞其增長或傳播。

根據(jù)對擾動的抑制方式可分為兩類聲學超表面，一類是吸聲型聲學超表面，這類聲學超表面可以耗散聲波能量，進而抑制轉捩。Malmuth等[45]最先提出使用超聲波吸收表面來抑制轉捩的方法，并由加州理工學院的Rasheed等[48]通過高超聲速尖錐風洞試驗驗證了這一方法的正確性。

第2類是近零阻抗型聲學超表面。這類聲學超表面通過調控聲波的相位，使壁面處的反射聲波與入射波相位相反，實現(xiàn)相互抵消，從而抑制轉捩。趙瑞等[49]考慮了相鄰孔間干擾，詳細分析了擾動和超表面的相互作用情況，提出可抑制Mack第2模態(tài)的近零阻抗型超表面。

2) 控制效果

趙瑞等[50]研究了縫隙型超表面(如圖13所示)對單頻、寬頻第1模態(tài)的抑制作用，并進行了反向設計，給出了可以抑制第1模態(tài)的聲學超表面要求。設計的聲學超表面導納相位θ接近0.5π，導納幅值|A|在0～2范圍內，在不同擾動頻率下，各位置第1模態(tài)的增長率都有所降低，說明這一設計可以有效地抑制第1模態(tài)。

圖13 縫隙型超表面的示意圖[50]

隨著進一步研究，王蔚彰等[51]對更大頻率范圍的第1模態(tài)和第2模態(tài)做出了分析，所得N值曲線如圖14所示。發(fā)現(xiàn)設計的超表面在抑制第1模態(tài)的同時，會增強對第3模態(tài)的激發(fā)效果，并導致不穩(wěn)定第2模態(tài)的頻率降低，甚至在同一頻率下同時出現(xiàn)不穩(wěn)定的第1模態(tài)和第2模態(tài)。通過在不同頻率范圍內調節(jié)導納相位和幅值，可實現(xiàn)寬頻范圍下同時抑制第1模態(tài)和第2模態(tài)擾動波。分析了超表面孔隙率、寬深比、深度等幾何參數(shù)對導納的影響，提出了一種可實現(xiàn)性寬頻抑制的分段設計方案，并設計了兩種相同深度擬合公式聲學超表面。其中聲學超表面A從0.05 m處開始每0.01 m分為一段；聲學超表面B提高了工程上的可實現(xiàn)性，從0.05 m 處開始，每0.02 m分為一段。兩種聲學超表面的N值曲線如圖15所示。兩種聲學超表面對第1模態(tài)的抑制效果基本相同，分段數(shù)更少的聲學超表面B對低頻第2模態(tài)的激發(fā)效果更顯著。整體而言，兩種聲學超表面均可以在寬頻范圍內同時抑制第1模態(tài)和高頻第2模態(tài)，且不過分激發(fā)低頻第2模態(tài)。

圖14 聲學超表面與光滑表面的N值曲線對比圖[51]

圖15 聲學超表面與光滑表面N值包絡線對比[51]

3) 技術重點

聲學超表面的技術重點在于聲學超表面的設計，也就是聲導納參數(shù)的確定，對于超聲速機翼設計，一般情況下僅考慮第1模態(tài)即可，在該馬赫數(shù)下第2模態(tài)還未出現(xiàn)。

聲學超表面的聲導納取決于壁面材料特性、孔隙率、壁面平均流動特性以及擾動參數(shù)。設計聲學超表面首先要選擇合適的聲學超表面微結構類型，然后對流場進行穩(wěn)定性分析，并引入超表面聲學特性關系式，得到邊界層中小擾動的色散關系，確定能夠延遲轉捩的聲導納幅值和相位。最后通過調節(jié)聲學超表面的孔隙率、寬深比、深度等幾何參數(shù)得到目標聲導納，達到延遲轉捩的目的。

2.3.2 分布式粗糙元

1) 基本概念

分布式粗糙元(Distributed Roughness Elements，DREs)控制技術是指在機翼前緣附近放置一排沿展向的周期性粗糙元陣列來產(chǎn)生振幅均勻的定常橫流渦。在大多數(shù)情況下，分布式粗糙元的添加會給邊界層引入額外的擾動，促進轉捩的發(fā)生。但當粗糙元的參數(shù)經(jīng)過精心設計后，卻有可能抑制橫流不穩(wěn)定性，從而延遲轉捩。

在飛行環(huán)境和低湍流度風洞中，后掠翼的橫流轉捩由駐波主導。其擾動發(fā)展機制為，小波長擾動會率先增長，但會沿著下游的運動逐漸衰減，隨后大波長擾動發(fā)展起來，沿流向在很長的距離內保持著不穩(wěn)定，甚至通過二次失穩(wěn)而發(fā)展成轉捩。Reibert等[52]發(fā)現(xiàn)，在機翼前緣附近放置一排粗糙元可以激發(fā)相應波長的駐波模態(tài)。如粗糙元的間距為λ，則激發(fā)的擾動波長為λ，λ/2，λ/3，λ/4等，不會激發(fā)中間波長或波長超過λ的擾動。基于此，Saric等[46]提出可通過在前緣附近展向周期性地布置粗糙元來強制增大小波長擾動，使得大波長擾動的增長延后，從而達到延遲轉捩的效果。在亞利桑那州立大學(ASU)的低湍流度風洞試驗[46]和Cessna O-2外掛的飛行試驗[23]中， DREs的控制效果均得到了驗證。NASA的Owens等[53]進一步將DREs應用到超聲速流場中，也觀察到了后掠機翼上的轉捩延遲。

2) 控制效果

Owens等[25]于2014年在SWT風洞中研究了DREs在超聲速條件下對橫流轉捩的控制效果，發(fā)現(xiàn)臨界間距能夠引起轉捩提前，而亞臨界間距并未使得轉捩延遲。Owens將亞臨界間距的無效性歸結于粗糙度高度，表示需要進一步研究粗糙元高度對轉捩的影響。之后于2019年Owens等[53]在風洞試驗和飛行試驗中證實了，合適的DREs對超聲速后掠翼的橫流轉捩是有延遲效果的，如圖16和圖17所示。在風洞試驗中，有效的DREs控制將層流擴展了30 mm(約為弦長的5%)；在飛行試驗中，有效的DREs控制將層流擴展了25～30 mm(約為弦長的4%～5%)，效果與風洞試驗基本相當。

圖16 DRE控制效果的風洞升華技術顯示[53]

圖17 DRE控制的飛行紅外圖像[53]

Owens等[53]的研究表明，精心設計的DREs在超聲速條件下同樣具有控制效果，但30 mm(5%弦長)的層流增加效果并不能滿足超聲速飛機的層流需求。如果將DREs的作用從擴展層流的角度轉變?yōu)楸Ｗo已建立的層流區(qū)域免受機翼前緣背景表面粗糙度增加的負面影響，那么DREs將有助于保持自然層流設計的結果。因為目前的自然層流設計技術并沒有考慮到機翼前緣表面粗糙度的影響，實際上，機翼前緣總是存在隨機的背景表面粗糙度(昆蟲污染、油漆、磨損等)。因此，如能將分布式粗糙元層流保持技術有效地整合到超聲速自然層流設計中，將會使設計的層流區(qū)域免受環(huán)境因素的影響。

3) 技術重點

分布式粗糙元的技術重點在于選擇合適的粗糙元參數(shù)(包括位置、間距、直徑、高度等)。根據(jù)目前已知的研究結果，可大致總結為以下幾條準則：

1) 粗糙元的位置最好放置于中性點附近，對于后掠機翼一般位于2%～5%弦長的前緣處。靠前或者靠后都會削弱粗糙元的控制效果。

2) 粗糙元的間距應小于最不穩(wěn)定波的波長(臨界波長)，一般選取臨界波長的2/3。間距超過臨界波長，會產(chǎn)生強烈放大的波，促使轉捩提前發(fā)生；間距過小，粗糙元之間互相干擾導致控制效果減弱。

3) 粗糙元的直徑一般為0.2～0.3 mm。直徑太小不易實施，太大會使得間距效應減弱，并有可能誘導轉捩。Owens等[53]的研究表明臨界波長的展向分量與直徑的比值應大于2.7甚至更高。

4) 粗糙元的高度是最難以確定的參數(shù)。高度過低控制效果不明顯，高度過高可能直接誘導轉捩。Saric等[24,46]的經(jīng)驗表明在亞聲速條件下h/δDRE=0.05～0.1(約12～25 μm)時最有效；Owens的經(jīng)驗表明[53]在超聲速條件下h/δDRE=0.4～0.6(約100～150 μm)時最有效。其中h為粗糙元高度，δDRE為粗糙元所在位置的邊界層厚度。值得注意的是，在飛行試驗的高雷諾數(shù)下，與風洞中同等高度的粗糙元會直接誘導轉捩，故將高度降低到h/δ=0.1(約為25 μm)最為有效(不同雷諾數(shù)略有不同)，h/δDRE=0.3時無控制效果，轉捩未得到延遲。

2.3.3 等離子體控制技術

1) 基本概念

等離子體流動控制是基于等離子體氣動激勵的主動流動控制技術，其主要特點為沒有運動部件、響應時間短、激勵頻帶寬[54]。根據(jù)放電原理、等離子體特性的不同，等離子體氣動激勵可分為介質阻擋放電(DBD)、電弧放電、電暈放電以及其他新型等離子體氣動激勵。其中DBD等離子體流動控制是最為常用的等離子體控制技術，其基本原理如圖18所示[55]。

圖18 DBD等離子體激勵器示意圖[55]

DBD等離子體激勵器由兩個電極組成, 一個電極暴露在空氣中，另一個電極被電介質材料覆蓋。當在這兩個電極之間施加高壓交流電后，電極附近的空氣會被電離，產(chǎn)生體積力作用于周圍空氣，形成誘導氣流。通過適當?shù)嘏渲脙蓚€電極，等離子體可以誘導任意形狀和方向的氣流。

Corke等[56]使用DBD等離子體激勵器制作了流向渦發(fā)生器，用于產(chǎn)生類似分布式粗糙元的效應，來控制定常橫流模態(tài)。如圖19所示，激勵器由“梳狀”電極組成，這些電極與電介質層下側的單個總線電極重疊。等離子體被設計成在“梳狀”電極的邊緣與下部總線電極重疊的區(qū)域中形成。這就產(chǎn)生了一個體積力矢量場，作用于每個梳狀電極附近的中性氣流。體積力矢量場被設計成引起反向旋轉渦流的形成，該渦流類似于由分布式粗糙元產(chǎn)生的渦流?！笆釥睢彪姌O的間距被設計成激發(fā)臨界或亞臨界定常橫流模態(tài)。Corke等[56]隨后在后掠翼模型上進行了試驗，證明了該控制技術對于抑制橫流不穩(wěn)定性的有效性。

圖19 等離子體激勵器陣列[56]

2) 控制效果

Serpieri等[57]在后掠翼上使用展向調制等離子體激勵器，實現(xiàn)了定常橫流模態(tài)的選擇性強迫，并且發(fā)現(xiàn)在亞臨界強迫中橫流不穩(wěn)定性的增長小于臨界強迫。D?rr和Kloker[58]采用DNS研究了等離子體激勵對后掠平板橫流不穩(wěn)定性的控制效果，通過沿三維邊界層的局部平均流動方向放置一排等離子體激勵器，可以對橫流產(chǎn)生體力以減小速度分量，同時激發(fā)亞臨界模態(tài)。但這些研究都是在低速條件下進行。

Schuele[59]通過實驗研究了超聲速條件下微米大小的等離子體激勵器方位角陣列產(chǎn)生的“主動粗糙度”對4.2°迎角尖錐邊界層中定常橫流模態(tài)的激發(fā)。圖20(a)給出了可拆卸錐尖的整體視圖，圖20(b)和圖20(c)顯示了等離子體激勵器梳狀電極的排列。

圖20 帶有鋸齒邊梳妝結構的錐尖[59]

基于線性穩(wěn)定性計算，m=45被選擇為臨界波數(shù)，m=68被選擇為亞臨界波數(shù)。使用皮托管探頭在不同軸向位置進行方位掃描，測量了x=5 in (1 in=25.4 mm)到x=9 in的5個不同軸向位置，增量為1 in，并比較了等離子體開啟(紅色曲線)和關閉(黑色曲線)的情況，m=68的測量結果如圖21所示。

圖21 m=68時不同軸向位置方位皮托管掃描結果[59]

從方位角總壓的波數(shù)譜來看，在x=6 in時，m=68波數(shù)的能量略有增加，但仍小于m=55(線性理論預測的最大放大波數(shù)帶)；到了x=7 in，波數(shù)譜中的主峰已經(jīng)非常接近m=68，而且這個峰值的幅度要遠高于等離子體關閉狀態(tài)；到了x=8 in，波數(shù)譜仍然顯示m=68具有很高的能量，然而主要波數(shù)已經(jīng)轉移到線性放大范圍之外的更高和更低的波數(shù)。

由此可見，等離子體激勵器陣列的效果與分布式粗糙元類似，均能夠通過激發(fā)亞臨界模態(tài)，來衰減最不穩(wěn)定模態(tài)的增長。

3) 技術重點

等離子體控制技術的重點在于產(chǎn)生穩(wěn)定的展向均勻的流向渦流，通過強制增大亞臨界模態(tài)的振幅，來抑制最不穩(wěn)定模態(tài)的增長，因此等離子體激勵器的布置與分布式粗糙元遵循的原則是基本一致的。除此之外，等離子體激勵器的設計還有兩點需要注意：一是避免等離子體激勵器帶來表面粗糙度的增加，進而直接促發(fā)轉捩，特別是應用于彎曲表面時；二是在高雷諾數(shù)下，流動邊界層物理厚度變薄，激勵器的間距會很小，因此電極的物理尺寸也要足夠小，這對實際應用將是很大的挑戰(zhàn)。

3 超聲速層流設計評估技術

超聲速層流布局設計評估主要是對超聲速轉捩現(xiàn)象的精準預測。目前的評估技術主要有數(shù)值模擬技術、風洞試驗技術和飛行試驗技術，本節(jié)對其進行簡要的介紹。

3.1 數(shù)值模擬

超聲速轉捩的數(shù)值模擬技術主要可分為直接數(shù)值模擬(DNS)、大渦模擬(LES)、間歇因子輸運模型(RANS)和穩(wěn)定性分析方法，DNS和LES方法因受制于計算量限制，目前僅用于簡單外形的機理研究，穩(wěn)定性分析方法和間歇因子輸運模型方法是工程中常用的轉捩特性評估方法，本節(jié)對其概念和實施方式進行簡要介紹。

3.1.1 線性穩(wěn)定性分析方法(eN方法)

穩(wěn)定性分析方法是分析復雜系統(tǒng)動力學特性的典型方法。對于超聲速轉捩而言，需要判定的是Navier-Stokes方程的穩(wěn)定性，已經(jīng)發(fā)展的方法包括線性穩(wěn)定性理論 (LST)、線性拋物化穩(wěn)定性方程(LPSE)、非線性拋物化穩(wěn)定性方程(NPSE)等。其中工程上最常用的方法是線性穩(wěn)定性分析方法，也稱為eN方法。

eN方法是20世紀50年代由Smith[60]和van Ingen[61]首先提出，基于LST計算擾動幅值的線性增長因子(N值)來判斷轉捩是否發(fā)生的預測方法。其主要思想是：對邊界層中存在的小擾動進行線性穩(wěn)定性分析，如果擾動最終衰減，則是穩(wěn)定的；如果擾動幅值被放大，則是不穩(wěn)定的。在不穩(wěn)定的擾動向下游傳播過程中，從其幅值開始放大處沿下游方向積分增長率可以得到幅值的放大倍數(shù)eN，取對數(shù)后為N值。當擾動的N值達到轉捩判據(jù)NT時，則可判定轉捩發(fā)生[62]。

在傳統(tǒng)的eN方法中，NT主要依靠試驗或經(jīng)驗來確定。對于航空飛行器來說，通過大量的風洞試驗和飛行試驗，確定NT的值一般取為9左右。在環(huán)境噪聲比較小，且大部分擾動為線性波時，采用這種分析方法可獲得比較理想的結果。但對于超聲速情況，NT取值需要另行確定[63]。雖然基于線性理論的eN方法對NT的取值沒有普適性，且忽略了非局部效應、非線性效應等，但該方法仍是工程界預測轉捩最有效的方法。

目前eN方法在航空航天飛行器轉捩預測中得到了廣泛的應用，但是絕大多數(shù)是針對亞聲速問題，少部分針對高超聲速問題，相比而言針對超聲速流動轉捩開展的eN方法研究并不廣泛。基于該方法發(fā)展出來的比較有代表性的轉捩預測軟件有eMalik軟件、LASTRAC軟件、PMNS3D軟件等，這里簡介如下。

1) eMalik軟件

eMalik是美國國家航空航天局(NASA)的Malik等[64]基于LST編寫的轉捩預測軟件。該軟件開發(fā)時間比較早，功能比較簡單，是最早公開報道的成熟轉捩預測程序，可以對三維復雜外形的轉捩問題進行預測。

eMalik軟件在工程轉捩預測中起到了重要作用。Berry等[65]曾使用eMalik對高超聲速邊界層轉捩(Hypersonic Boundary Layer Transition)飛行試驗使用的模型進行了流動轉捩預測分析，并指出該模型上的主導轉捩的失穩(wěn)類型應該是橫流失穩(wěn)。

2) LASTRAC軟件

NASA的Chang[66]基于LST、PSE等開發(fā)了一套流動穩(wěn)定性分析和轉捩預測的LASTRAC軟件，該軟件是目前功能相對較全的轉捩預測程序，除LST外，還支持線性PSE和非線性PSE，可用于二維和三維問題，同時新版本支持非正交坐標系。

Chang等[67]使用LASTRAC軟件對HIFiRe-5模型進行了N值計算，得到了N值分布云圖。結果表明，使用LASTRAC軟件計算得到的N值分布云圖與流動轉捩實驗中測得的溫度分布圖在定性上是類似的。進一步說明該軟件在工程上得到了成功的應用。

3) PMNS3D軟件

國內也開展了轉捩預測eN方法的應用研究。PMNS3D是西北工業(yè)大學自主研發(fā)的采用耦合eN轉捩預測方法的三維RANS方程求解器[68]，可以對機翼邊界層內由T-S波不穩(wěn)定性和C-F波不穩(wěn)定性導致的轉捩進行預測。該求解器主要由3個模塊構成：① 三維RANS方程求解模塊; ② 三維層流邊界層方程求解模塊; ③ 基于線性穩(wěn)定性理論的eN轉捩預測模塊。不同模塊耦合流程如圖22所示[68]。

圖22 RANS求解器耦合轉捩預測模型的流程[68]

4) 天津大學的轉捩預測軟件

天津大學的黃章峰等[69-70]提出了高超聲速邊界層轉捩預測軟件的實現(xiàn)途徑，其基本思路是結合流動穩(wěn)定性分析和轉捩工程應用方面的經(jīng)驗，建立特征值、感受性等一系列知識庫，具體的軟件流程圖與知識庫的關系如圖23所示[70]。目前該軟件已經(jīng)完成了實用、智能的軟件設計，編碼實現(xiàn)了多塊結構化網(wǎng)格外形流場的基本流處理、轉捩位置評估等全自動操作，并在工程應用單位進行了初步應用。

圖23 軟件流程圖與知識庫的關系[70]

除此之外，還有一些針對轉捩預測的方法和軟件，目前主要針對亞聲速流動，在超聲速流動中還未得到成熟應用，如法國宇航院(ONERA)的eN-Database轉捩預測方法[71]、德國宇航中心(DLR)開發(fā)的LILO軟件[72-73]、瑞典國防研究局(FOI)將eN-Database與求解器Edge耦合得到的轉捩預測軟件[74]、航空工業(yè)空氣動力研究院(以下簡稱航空工業(yè)氣動院)的非結構RANS求解器耦合eN-Database的轉捩預測方法等[75]，這里就不再作詳細介紹。

3.1.2 間歇因子輸運模型

基于RANS的轉捩預測方法相比于采用DNS和LES方法預測轉捩所需計算量小，更適用于轉捩預測的工程應用，也是開展邊界層轉捩研究的重要模式。

近年來，基于RANS方法已發(fā)展了多種轉捩預測模型[76]，但相對于已知低速邊界層轉捩(由二維Tollmien-Schlichting不穩(wěn)定波[77]主導)，高馬赫數(shù)邊界層的轉捩過程則是由高階不穩(wěn)定模態(tài)[27,78]主導，受多種因素影響且敏感性問題突出。基于RANS模式所建立的轉捩模型若不能正確反映上述機制，則無法正確預測其轉捩過程。另外，不同于物體幾何特征簡單的幾何模型(如平板、錐型等)，超聲速飛機外形通常較為復雜，在真實飛行器的三維邊界層中，存在明顯的橫流效應，成為三維邊界層轉捩的主導因素[79]。因此，迫切需要發(fā)展可正確描述高馬赫數(shù)邊界層轉捩特有物理過程、適用于三維飛行器復雜外形邊界層轉捩預測、具備預測橫向流動轉捩能力的轉捩模型。

間歇因子輸運模型是一種工程轉捩預測的數(shù)值方法。在轉捩過程中，流動在同一空間位置會間歇性地呈現(xiàn)層流或湍流狀態(tài)，稱為間歇現(xiàn)象。間歇因子γ被定義為空間某點流態(tài)是湍流的概率。γ=0時為層流；γ=1時為湍流；γ從近似為0突然增長到1的位置被認為是轉捩位置。對于簡單外形，在經(jīng)驗關系式的基礎上，采用間歇因子輸運方程可以很好地預測轉捩點與轉捩區(qū)間。但由于經(jīng)驗關系式需要采用非局部變量，對于復雜外形飛行器繞流，這些非局部變量的獲取將會帶來較大的計算量，且往往要引入較大誤差，發(fā)展基于當?shù)刈兞康霓D捩預測模型逐漸成為共識[80-81]。

1) 基于當?shù)刈兞康摩?Reθ t模型

為了建立基于當?shù)刈兞康霓D捩預測模型，Langtry和Menter[80]首先提出了渦量雷諾數(shù)的概念，避免了求解邊界層的厚度等非當?shù)亓?，同時通過擬合不可壓平板邊界層轉捩實驗數(shù)據(jù)提出了一種基于當?shù)刈兞康摩?Reθ t模型。該模型在k-ωSST湍流模型的基礎上加入了兩個額外的輸運方程。其一是間歇因子γ輸運方程，該方程通過控制邊界層內湍動能生成項來觸發(fā)和控制轉捩過程；其二是關于轉捩起始動量厚度雷諾數(shù)Reθ t的輸運方程，用以保證所建立的模型方程中不含顯式的非當?shù)亓?。Langtry和Menter將上述兩輸運方程與k-ωSST湍流模型進行耦合，構造了一個四方程的轉捩預測模型，實現(xiàn)了對低速轉捩現(xiàn)象的模擬。

γ-Reθ t模型目前已經(jīng)成功得到包括低速自然轉捩、Bypass轉捩和分離轉捩等多種算例的驗證。許多學者開始將該模型應用于高超聲速邊界層轉捩模擬。Frauholz等[82]將γ-Reθ t模型引入Eisfeld的RSM湍流模型并應用于超燃沖壓發(fā)動機的數(shù)值模擬中。Cheng等[83]對壓力梯度和轉捩長度關系式進行修正，對馬赫數(shù)為8的尖錐進行了數(shù)值模擬，研究了來流湍流度和網(wǎng)格密度對轉捩模擬結果的影響。Bensassi等[84]模擬了高超聲速軸對稱圓錐轉捩流動，計算結果與實驗符合較好。國內，張玉倫[85]和張毅鋒[86]等對γ-Reθ t模型開展了高馬赫數(shù)重新標定研究。尚慶[87]和劉周[88]等采用γ-Reθ t模型對高超聲速尖錐及鈍雙楔開展了數(shù)值模擬研究。鄭赟等[89]參考部分高超聲速風洞的試驗數(shù)據(jù)嘗試對γ-Reθ t模型經(jīng)驗關聯(lián)式進行改進。張曉東[90]、郝子輝[91]以及尤延誠[92]等對γ-Reθ t模型進行了高馬赫數(shù)修正并應用于高馬赫數(shù)邊界層的轉捩預測。

2) 基于當?shù)刈兞繕嬙斓腒-ω-γ模型

基于層流脈動能概念，Walters和Leylek[93]將湍動能分解，并通過引入層流與湍流中的相互作用，建立了一種基于當?shù)刈兞康膋-kL-ε三方程轉捩模型[94]。該模型在低速平板、翼型實現(xiàn)了轉捩的準確模擬，該模型并未引入間歇因子的概念，并且方程中各項的?；ぷ髦饕蕾嚁?shù)值試驗，模型中參數(shù)過多。雖然k-kL-ε模型也建立在當?shù)刈兞康幕A上，易于集成到并行化CFD程序中，但其原始模型針對低速問題設計，未能考慮到超聲速邊界層轉捩特有的多模態(tài)主導轉捩的現(xiàn)象。為此，王亮和符松[95-96]在Menter等[80]的研究基礎上，通過構造一種等效特征長度尺度并將其應用于總脈動動能及間歇因子輸運方程的封閉?；校槍Ω叱曀龠吔鐚愚D捩預測提出了一種基于當?shù)刈兞康腒-ω-γ三方程模型；周玲和閆超等[97]對K-ω-γ轉捩模式進行了改進，采用網(wǎng)格預處理技術，可以快速大規(guī)模并行獲取具有非當?shù)刈兞繉傩缘倪吔鐚訁?shù)，同時考慮了橫流轉捩，具有推廣至工程復雜外形應用的潛力。

K-ω-γ模型以k-ωSST湍流模型為基礎，基于當?shù)刈兞繕嬙斓母叱曀俎D捩預測模型，由總脈動動能K、比耗散率ω以及間歇因子γ的輸運方程構成。該轉捩模型的主要思想是通過求解層流脈動能kL和間歇因子γ的輸運方程來模擬轉捩過程。層流脈動能kL物理上代表轉捩之前不穩(wěn)定波的發(fā)展，其輸運方程求解結果主要作用是用于預測轉捩區(qū)的起始位置。層流脈動能輸運方程的生成項反映不穩(wěn)定波隨流向幅值的放大引起kL增大的過程，從而使得實際中的不穩(wěn)定波幅值達到臨界點引起轉捩時，kL也達到模型中轉捩起始的要求。生成項中最重要的參數(shù)是反映第1、第2模態(tài)的不穩(wěn)定擾動波發(fā)展的時間尺度模型。K-ω-γ模型中并未單獨為層流脈動能kL構造輸運方程，而是層流脈動能和湍動能共享一個輸運方程，并通過引入有效渦黏性系數(shù)來完成轉捩之前層流脈動能方程和湍動能方程之間的切換。K-ω-γ模型中另外一個輸運方程是間歇因子γ的輸運方程，其主要作用是在kL增大到一定程度并觸發(fā)轉捩之后模擬轉捩的整個過程。該模型在近期也得到了不斷的關注和發(fā)展。

3.2 風洞試驗

風洞試驗由于成本低、效率高、測量技術豐富、能夠比較真實地反應轉捩現(xiàn)象，是目前進行超聲速邊界層轉捩研究和層流評估的主要手段。本小節(jié)重點對風洞試驗的難點、轉捩位置測量技術和相關影響因素進行介紹。

3.2.1 風洞試驗的難點

在風洞試驗中進行層流研究必須面對一個重要問題，就是試驗段的擾動水平。擾動水平的高低對轉捩過程有著不可忽視的影響。對于大型超聲速風洞，上游整流裝置、噴管邊界層、氣動噪聲等都會給流場帶來擾動。因此，風洞的擾動水平要遠高于飛行環(huán)境。在1985—1987年間的Falcon50垂尾尾流自由飛實驗中，測得馬赫數(shù)為0.65 條件下相對壓力脈動P′/Q<0.4%,湍流度Tu<0.025%,；而在S2MA風洞中，測得的P′/Q≈1.6%，Tu≈0.19%，分別比飛行測量的擾動水平高4和7.5倍[12]。為了獲得真實的轉捩現(xiàn)象和可靠的轉捩數(shù)據(jù)，理論上超聲速風洞的來流湍流度應小于0.05%，但受限于風洞馬赫數(shù)范圍和尺寸限制，一般都難以達到。圖24[25]給出了NASA的SWT超聲速風洞在馬赫數(shù)2.0時10 psi(1 psi=6 894.757 Pa)總壓下自由流質量流量的波動水平，其質量流量的波動在0.1%以下，已經(jīng)是比較理想的測量設備了。

圖24 馬赫數(shù)2.0時熱線探針自由流擾動水平的測量值[25]

圖25給出了法國S2MA風洞超聲速試驗段的壓力和速度波動水平。在0.5～1.5 bar(1 bar=105Pa)的總壓范圍內，馬赫數(shù)1.5～2.5之間，壓力和速度波動在0.1%～0.24%之間。采用Mack[98]提出的關于臨界N因子和自由流湍流度Tu的關系式：

圖25 S2MA試驗段的自由流擾動和相應的N因子[12]

NT=-8.42-2.4×lnTu

(6)

計算得到的NT在6.5(0.5 bar)～8(1.5 bar)之間，在目前的超聲速風洞中屬于低噪聲風洞。

航空工業(yè)空氣動力研究院也開展了FL-1超聲速風洞的背景擾動測量和分解研究。圖26為擾動綜合測量裝置，包括了靜壓傳感器、熱線探針、皮托管。實驗測量了馬赫數(shù)2.0和3.0時的風洞來流靜壓脈動與激波后總壓脈動，結果如表1所示。從聲波擾動模態(tài)的幅值來看，該風洞背景噪聲較大，屬于典型的噪聲風洞。后續(xù)將結合熱線測量結果進行來流擾動模態(tài)的分解工作，以期獲得更多的風洞背景擾動信息。

圖26 風洞來流擾動綜合測量裝置

表1 FL-1超聲速風洞來流擾動測量結果

從物理角度看，風洞試驗雖不能復現(xiàn)飛行環(huán)境，從風洞試驗中獲得的轉捩數(shù)據(jù)需進行一定的修正才能與飛行試驗保持一致。但即便如此，在風洞中開展轉捩試驗依然是有意義的，其仍能給出合理的趨勢，特別是便于測量并提供有關擾動放大和流動向湍流轉變的重要信息。

3.2.2 轉捩位置測量

對于超聲速邊界層轉捩探測，常用的手段有：動態(tài)壓力傳感器、熱流傳感器、熱線風速儀、紅外熱像技術、溫敏漆技術和升華法等。

動態(tài)壓力傳感器、熱流傳感器、熱線風速儀都是根據(jù)所測物理量在層流和湍流區(qū)域波動水平的差異來確定轉捩位置。這種方法通常需要迎角或者雷諾數(shù)的連續(xù)變化來判斷測點是位于層流區(qū)還是湍流區(qū)。因此，通過這種方法只能得到大致的轉捩位置。JAXA在NEXST-1的風洞試驗中就使用了這種方法，如圖27所示[99]。隨著迎角由負變正逐漸增大，壓力波動的均方根值先保持不變后陡然增大，接著迅速下降。據(jù)此可以判斷，該點在尖峰對應的迎角附近發(fā)生轉捩。

圖27 動態(tài)壓力交流輸出隨迎角的變化[99]

紅外熱像技術和溫敏漆技術都是通過測量模型表面的溫度，然后根據(jù)層流區(qū)和湍流區(qū)因換熱效率不同產(chǎn)生的溫差來確定轉捩位置。紅外技術的優(yōu)勢在于其較高的溫度分辨率(約為0.02 K[100])，而TSP技術的溫度分辨率大約是0.1 K[101]。但在超聲速風洞中，由于來流靜溫比較低，模型表面溫度會下降地非常快，因此如何維持來流與模型表面的溫度差就成為這兩種技術在超聲速風洞中應用的關鍵。目前一種有效的方法是使用電阻加熱涂層給模型表面均勻加熱[102]。通過在模型表面噴涂一層低厚度的電阻加熱涂層，然后通電加熱，實現(xiàn)模型與風洞氣流之間人為制造的可自由調控的溫差。王猛等[103]將該方法應用到超聲速流場的紅外熱像轉捩探測中，成功地捕捉了后掠機翼的橫流轉捩現(xiàn)象，如圖28所示，流動從左往右，給出了典型后掠機翼馬赫數(shù)1.5條件下的轉捩圖像。

圖28 馬赫數(shù)1.5時的轉捩測量[103]

升華法則是利用化學升華物質在層流區(qū)和湍流區(qū)升華速率的不同，當湍流區(qū)涂層消失后層流區(qū)涂層仍然存在，從而確定轉捩位置。在低速和亞聲速領域，升華法已經(jīng)被廣泛地應用[104]。但在超聲速流場中，存在著升華速率過快，涂層易被吹掉等困難。因此，必須尋找新化學升華品、溶劑以及配比。NASA的Owens等[25]使用芴(C13H10)作為升華物，Vertrel SDG(一種航空發(fā)動機脫脂劑)作為溶劑，溶劑與升華物的比例選擇為65∶1(體積比)，在超聲速風洞中取得了很好的效果，如圖29所示。圖中:psia中1 psi=6.895 kPa,a表示絕對壓力。隨著雷諾數(shù)的增大，后掠翼的層流范圍明顯減小。并且當雷諾數(shù)較大時，觀察到了典型的鋸齒狀轉捩前沿，如圖29(c)、圖29(d)所示，說明駐波主導了轉捩。

圖29 馬赫數(shù)2條件下不同雷諾數(shù)的轉捩測量[25]

3.2.3 模型表面質量影響

層流保持效應高度依賴于模型表面質量。Radeztsky[105]、Saric[106-107]等的研究表明，橫流不穩(wěn)定性對表面粗糙度十分敏感，微米高度的粗糙元就足以增大橫流駐波的擾動幅值，導致轉捩提前發(fā)生。在處理邊界層穩(wěn)定性時，表面質量通常表示為基于粗糙度高度的雷諾數(shù)Rekk：

(7)

式中：k是粗糙度高度；Uz=k和νz=k分別為距離壁面z=k處未擾動邊界層的平均速度和運動黏度。Archambaud等[108]通過ONERA的馬赫數(shù)3.0風洞試驗給出了臨界N因子與Rekk的關系，即

NT=15.19-2.46×ln(Rekk)

(8)

圖30為Archambaud等[108]的實驗結果。從圖中可以看出，對于尖前緣(LE)和鈍前緣的后掠機翼，隨著Rekk以對數(shù)標度增大，臨界N因子呈線性減小，符合圖中虛線(即關系式)所表示的函數(shù)關系。

圖30 粗糙度雷諾數(shù)Rekk與定常橫流誘導的轉捩N因子的函數(shù)關系[108]

Mack公式建立了臨界N因子與湍流度水平的關系式。式(8)與之類似，主要反映的是表面粗糙度對橫流駐波不穩(wěn)定性的影響。

此外，實際模型還可能出現(xiàn)縫隙、臺階、螺釘?shù)缺砻嫒毕荨Ｔ诟呃字Z數(shù)下，物體的邊界層會很薄。這些表面缺陷的存在會給這些薄的邊界層帶來很大的擾動，不利于層流的保持。因此，為了確保層流性，風洞模型或飛行試驗模型必須進行精心的打磨與拋光，以減少表面質量對轉捩現(xiàn)象的影響。

3.2.4 雷諾數(shù)影響

超聲速風洞受尺寸限制，實驗雷諾數(shù)通常比飛行雷諾數(shù)小一個數(shù)量級以上。國外最大的超聲速風洞為美國阿諾德工程發(fā)展中心(AEDC)的16S，試驗段尺寸為4.88 m×4.88 m；國內最大的超聲速風洞為航空工業(yè)氣動院的FL-62風洞，試驗段尺寸為2.4 m×2.4 m。然而這些風洞都不足以模擬真實尺寸飛機的高雷諾數(shù)。因此，在風洞中進行轉捩實驗，需要考慮雷諾數(shù)影響。

JAXA根據(jù)NEXST-1飛行試驗的轉捩數(shù)據(jù)，總結了雷諾數(shù)對大后掠NLF機翼轉捩位置影響，如圖31所示[109]。當雷諾數(shù)較低時，前緣附近C-F波引起的N因子放大被抑制，T-S波引起的N因子放大占主導，因此轉捩位置在機翼后部緩慢向前移動(模式Ⅰ)。然而，隨著雷諾數(shù)的增加，C-F波引起的N因子也隨之增加。當超過某一雷諾數(shù)閾值，轉捩迅速變成C-F波主導，因此轉捩位置急劇移動到前緣附近的區(qū)域(模式Ⅱ)。之后，隨著雷諾數(shù)的進一步增大，轉捩位置不斷向前移動(模式Ⅲ)。

圖31 雷諾數(shù)對大后掠NLF機翼轉捩的影響[109]

3.3 飛行試驗

飛行試驗能夠在真實飛行環(huán)境下進行轉捩研究和層流評估，盡管其成本高、風險大，但仍然是不可或缺的研究手段。本小節(jié)將簡單介紹飛行試驗相對于風洞試驗的優(yōu)勢和自身技術難點。

3.3.1 飛行試驗技術的優(yōu)勢

1) 復現(xiàn)高空低擾動環(huán)境

3.2節(jié)介紹，超聲速邊界層轉捩對外界擾動非常敏感，風洞中較大的來流擾動會使得轉捩提前發(fā)生。盡管國內外相繼建設了靜音風洞，但噴管口徑都較小，試驗雷諾數(shù)遠低于真實飛行雷諾數(shù)，不足以模擬真實的轉捩現(xiàn)象。而飛行試驗能夠完全復現(xiàn)高空低擾動環(huán)境，得到真實的轉捩結果。

2) 高雷諾數(shù)條件模擬

超聲速風洞尺寸有限，通常都是采用縮比模型進行試驗，因此試驗雷諾數(shù)要遠小于真實尺寸飛機的雷諾數(shù)。而飛行試驗能夠使用大尺寸甚至全尺寸模型，模擬真實飛機的高雷諾數(shù)條件。

3.3.2 飛行試驗技術的難點

1) 精細化測量困難

與風洞試驗相比，飛行試驗測量技術較少，測量數(shù)據(jù)有限，且精度偏低。對于超聲速轉捩研究，飛行試驗通常只能測量轉捩位置，很難獲取邊界層的擾動信息，不足以支撐轉捩機理等方面的研究。

2) 重復性較差

由于飛行試驗牽涉面廣，并且受大氣條件影響，一般很難重復相同的飛行條件，因此數(shù)據(jù)重復性不高。美國航天飛機的數(shù)據(jù)表明，即使同一架飛行器在相同彈道多次飛行，轉捩雷諾數(shù)也會出現(xiàn)比較大的變化[110]。

3.3.3 天地一致性問題

飛行試驗是對設計及預測評估方法的綜合檢驗，如上所述的飛行試驗優(yōu)缺點會造成風洞與飛行試驗之間的空氣動力學性能差異、環(huán)境差異以及幾何模擬上的差異。風洞試驗結果以及評估方法不能直接與飛行結果對比，需要經(jīng)過多種修正。正確的利用飛行數(shù)據(jù)評價設計與預測手段是飛行試驗技術關鍵。

在超聲速轉捩試驗領域，由于目前數(shù)據(jù)積累并不像亞聲速那樣豐富，特別是針對機翼這樣的復雜構型，數(shù)據(jù)積累就更少，故而有關試驗數(shù)據(jù)的天地一致性問題并未有明確的結論，還需進一步的研究和探討。

4 典型超聲速層流布局設計與評估案例

4.1 NASA設計案例

NASA開展了自然層流機翼(NLF)設計的研究，最開始是將該技術應用于商用跨聲速運輸機的層流布局設計中[111]，之后又將其成功擴展到超聲速構型[112]。該NLF分析和設計方法包括一個流動求解器、網(wǎng)格操作工具、一個設計模塊和轉捩預測軟件，如圖32所示[112]。

圖32 NLF分析和設計框架流程圖[112]

在超聲速層流布局設計中，其將目標壓力分布分為4個區(qū)域，如圖33所示[112]。流動從前緣至x1處快速加速，隨后經(jīng)歷零壓力梯度的短區(qū)域至x2，這是在大后掠角和高雷諾數(shù)的機翼上抑制CF波增長的關鍵特征。x2和x3之間的壓力梯度通過CDISC中一個通用阻尼函數(shù)(UDF)來確定，用于控制T-S波的增長。x3代表了所需的層流范圍。

圖33 顯示x1、x2、x3相對位置的NLF目標上表面的Cp分布[112]

NASA利用上述方法，對超聲速運輸機構型(NJWB構型，如圖34所示[112])進行了NLF設計與評估。設計點的巡航馬赫數(shù)為1.6，迎角為3°，升力系數(shù)為0.1，單位雷諾數(shù)為190×104/ft。選取站位3和站位8(黃色線)用于展示設計優(yōu)化后的結果。圖35、圖36分別顯示了站位3和站位8的壓力分布和翼型幾何形狀。從圖中可以看出，目標壓力與設計壓力幾乎相同。

圖34 NJWB構型的設計站位[112]

圖35 站位3的結果[112]

圖36 站位8的結果[112]

NASA采用eN方法評估了多個展向站位的轉捩位置，在各站位之間進行插值，計算得到圖37 所示的轉捩線，其中層流面積約占機翼上表面面積的44%。NASA還給出了非設計點下的轉捩特性，如圖38所示，在巡航條件附近，當迎角減小時(升力系數(shù)為0.09)，層流區(qū)面積減小為19%；當迎角增大時(升力系數(shù)為0.11)，層流區(qū)面積減小為31%。

圖37 機翼表面的目標轉捩前沿和設計轉捩前沿[112]

圖38 站位3和站位8接近巡航狀態(tài)下的壓力分布[112]

4.2 JAXA設計案例

JAXA(日本宇宙航空研究院)一直致力于下一代超聲速民機的設計與研發(fā)技術探索。在NEXST計劃中[5]，JAXA設計了名為“NEXST-1”的無動力試驗飛機，用以驗證JAXA的超聲速創(chuàng)新減阻概念。

JAXA將NEXST-1飛機的氣動設計分為兩個階段。在第1階段，為了降低壓阻，采用了基于超聲速線性理論的箭頭平面形狀、翹曲機翼、面積律機體的設計方案；在第2階段，開發(fā)了具有亞聲速前緣的自然層流機翼(NLF)設計概念，以擴大機翼表面的層流范圍。NEXST-1飛機的氣動設計概念和構型如圖39所示[113]。

圖39 NEXST-1飛機的氣動設計概念和構型[113]

在NLF設計中，JAXA開發(fā)了基于計算流體力學(CFD)的反設計方法，如圖40所示。這種方法在每次迭代時可以計算整個構型(機翼-機身-尾翼)周圍的流場，并對機翼進行單獨修改。迭代過程由以下步驟組成：① 使用CFD解算器來計算機翼表面的壓力分布；② 計算壓力分布和目標壓力分布之間的壓力差；③ 使用反設計方法導出所需的幾何形狀；④ 對展向站位的機翼剖面幾何形狀進行修正；⑤ 采用“CATIA”軟件對包含原始機身和機翼的構型進行處理。圖41[113]顯示了最終迭代計算的壓力分布與目標壓力分布的比較結果，一致性很好。

圖40 基于CFD的反設計方法的設計流程[113]

圖41 反設計方法得到的Cp分布的最終結果[113]

為了驗證NLF機翼設計概念的效果，JAXA進行了風洞試驗和飛行試驗。圖42[113]將CFD分析結果與兩個風洞測得的結果進行了比較，可以看出對比結果吻合的較好。通過紅外成像技術檢測轉捩位置，結果定性地證實了在設計點下轉捩位置向后移動，如圖43所示[113]。

圖42 壓力分布的實驗驗證[113]

圖43 轉捩特性的實驗驗證[113]

圖44[113]為飛行試驗結果與CFD分析結果的機翼壓力分布對比圖，可以看出在上表面壓力分布吻合的很好，在下表面試驗與計算結果有略微的差異。但在總體上對比結果的一致性較好，說明NLF機翼的設計滿足了飛行試驗的條件。圖45顯示了飛行試驗轉捩位置的測量結果，可以看出在設計工況下(CL=0.1)的轉捩位置是向后移動最大的，層流區(qū)域面積也是最大的，進一步表明飛行試驗結果驗證了NLF機翼設計理念的有效性。

圖44 飛行試驗結果：機翼壓力分布[113]

圖45 飛行試驗結果：轉捩位置測量[113]

盡管NLF機翼設計在縮比的飛機模型上得到驗證，但當雷諾數(shù)進一步增大時，層流效應顯著減小，因此前期發(fā)展的設計方法在全尺寸飛機的高雷諾數(shù)下并不完全有效。為了改善這種情況，應該把主要工作放在抑制前緣附近的橫流不穩(wěn)定性上，因為隨著雷諾數(shù)的增加，由橫流引起的不穩(wěn)定性變得更強。

抑制橫流不穩(wěn)定性的主要手段是縮短橫流區(qū)域或減小橫流強度。從設計具有有限前緣半徑的真實機翼的角度來看，極其短的加速區(qū)域是難以實現(xiàn)的，甚至是不可能的，所以減小橫流強度是另一種可能的選擇。JAXA通過對NEXST-1機翼邊界層的計算發(fā)現(xiàn)，反轉橫流速度的方向能夠降低橫流速度的絕對值，從而減小橫流強度，抑制由橫流不穩(wěn)定性引起的N因子的放大[114]。

基于反轉橫流速度方向的設計思想，JAXA[109]提出了一個新的理想壓力分布，如圖46所示。首先，靠近前緣的加速區(qū)必須盡可能地短；然后，在陡峭的加速區(qū)后形成相對長一些的陡峭的減速區(qū)；最后，在減速區(qū)后形成一個緩慢加速的區(qū)域直至后緣。該壓力分布可由一個函數(shù)表達式來描述，圖中A0為前緣的Cp，A1為吸力峰的Cp，A2為減速區(qū)的最小Cp，A3為前緣附近典型弦向位置(比如x/c=0.05)的Cp，A4為A3位置到后緣Cp的梯度，B1為前緣加速區(qū)的加速梯度，B2急劇加速后的減速梯度，B3為減速之后的再加速梯度，P1是調整B3再加速起點的參數(shù)，P2是確定B3之后的Cp梯度。

圖46 高雷諾數(shù)條件下NLF機翼設計新的理想壓力分布的函數(shù)表達式[109]

JAXA通過分析調整確定了新的理想壓力分布的最佳系數(shù)組合，如表2[109]和圖47[109]所示。圖48[109]給出了橫流速度在前緣附近從負側(內翼方向)向正側(外翼方向)的變化，橫流速度的絕對值在x/c≤0.3之前被限制在較小的值，之后才變大。圖49[109]給出了N=12.5，14兩個轉捩標準下預估的轉捩位置。相較于先前的NEXST-1，在高雷諾數(shù)下有顯著的改進。

圖47 高雷諾數(shù)條件下NLF機翼設計的新理想壓力分布[109]

圖48 高雷諾數(shù)下根據(jù)新的理想壓力分布計算的橫流速度剖面[109]

圖49 高雷諾數(shù)條件下新的理想壓力分布的轉捩分析[109]

表2 新的理想壓力分布最佳系數(shù)組合[109]

4.3 法國ONERA和意大利CIRA的聯(lián)合設計案例

ONERA(法國航空航天研究院)與CIRA(意大利航空航天研究中心)在歐盟的SUPERTRAC項目[115]里聯(lián)合開展了關于超聲速商用噴氣布局大后掠角NLF機翼的氣動外形優(yōu)化的研究工作。基本構型由達索航空公司提供，如圖50所示[116-117]。內側機翼的前緣后掠角為65°，外側機翼的前緣后掠角為56°，機翼半翼展為9.35 m，展弦比為3.5，巡航飛行馬赫數(shù)為1.6。

圖50 基本模型的幾何形狀[116-117]

CIRA和ONERA分別采用全局優(yōu)化和局部優(yōu)化的策略開展NLF的氣動優(yōu)化研究。全局優(yōu)化方法的優(yōu)點是可讓整個形狀根據(jù)沿機翼的氣動條件的變化而變化，有更大的靈活性，可在滿足總升力、阻力和俯仰力矩系數(shù)的氣動約束的同時，優(yōu)化自然層流特性。局部優(yōu)化方法側重于機翼前緣周圍的局部形狀修改，根據(jù)前人的設計經(jīng)驗，這一區(qū)域的形狀變化更有可能在流場中引入不同的流動特性。具體的優(yōu)化過程如圖51所示[117]。

圖51 機翼設計鏈[117]

CIRA全局優(yōu)化的結果如圖52[117]和圖53[117]所示。從壓力分布看，外翼Sec=20截面的壓力分布更接近于NLF機翼的理想壓力分布；N因子等值線圖也證實了，外翼Sec=20截面的層流效應優(yōu)于其他截面。機翼表面的壓力分布狀況影響著從層流到湍流的轉捩過程，采用全局優(yōu)化的方案，通過對機翼剖面形狀的修改，抑制了邊界層內擾動的增長，實現(xiàn)了自然層流區(qū)域最大化的目標。

圖52 全局優(yōu)化的壓力分布[117]

圖53 全局優(yōu)化的N因子等值線圖[117]

ONERA局部優(yōu)化的結果如圖54[117]和圖55[117]所示。J=20截面的壓力峰值引起了流動分離，導致外翼與內翼連接處出現(xiàn)了低N因子區(qū)域(藍色區(qū)域)。從其余截面的優(yōu)化結果來看，局部優(yōu)化通過對機翼前緣局部形狀的修改，達到了超聲速層流布局優(yōu)化的目的。

圖54 局部優(yōu)化的壓力分布[117]

圖55 局部優(yōu)化的N因子等值線圖[117]

4.4 航空工業(yè)空氣動力研究院與西北工業(yè)大學聯(lián)合設計案例

近期航空工業(yè)空氣動力研究院與西北工業(yè)大學聯(lián)合開展了超聲速大后掠等直機翼層流風洞試驗標準模型的設計與評估工作。

針對超聲速大后掠機翼的橫流轉捩問題，擬在更接近真實飛行條件下開展試驗研究，即采用更大尺寸的機翼和更高雷諾數(shù)的試驗環(huán)境。參考 Owens等[53]的研究，設計了超聲速大后掠等直機翼層流風洞試驗標準模型。該模型保持了盡可能簡單的機翼幾何形狀，以便于計算流體力學建模，同時仍能捕捉超聲速后掠機翼的橫流轉捩現(xiàn)象。試驗風洞為航空工業(yè)空氣動力研究院的FL-60超聲速風洞, 試驗段尺寸為1.2 m×1.2 m，來流湍流度低于7‰。

模型參數(shù)如圖56所示，根弦長為946 mm，垂直于前緣的翼型弦長為400 mm，翼型最大厚度40 mm，展長600 mm，機翼前緣后掠角65°，剖面翼型為雙弧翼型，前緣半徑為0.254 mm。雙凸翼型的設計保證了機翼無凹曲面，避免G?rtler渦的產(chǎn)生；較小的前緣半徑也保證了前緣線雷諾數(shù)Reθ小于100，避免前緣污染和前緣線自然轉捩。

圖56 后掠翼幾何形狀

圖57為模型的表面壓力分布和剖面弦向壓力分布。計算狀態(tài)參考風洞試驗狀態(tài)：來流馬赫數(shù)為2.0，迎角0°，單位雷諾數(shù)為18.41×106/m。由弦向的壓力分布曲線可以看出，機翼表面整體保持順壓梯度，預計會在前緣附近發(fā)生由橫流不穩(wěn)定性主導的轉捩。

圖57 機翼表面壓力云圖和弦向壓力分布曲線

層流評估采用的是西北工業(yè)大學自主研發(fā)的耦合eN轉捩預測方法的PMNS3D軟件[68]。圖58 為單位雷諾數(shù)為18.41×106/m時的橫流速度型。由于前緣逆壓影響，橫流速度型在x/c=0.01處第1次反向，在隨后的順壓影響下，橫流速度型在x/c=0.02處第2次反向。

圖58 橫流速度型分布

圖59為單位雷諾數(shù)為18.41×106/m時，不同頻率擾動的放大率隨波角的變化情況，可見不穩(wěn)定擾動均在波角為正的方向增長，因此均為橫流行波擾動。圖60和圖61分別是不同頻率下的橫流擾動N值包絡線以及不同波數(shù)的橫流駐波、橫流行波擾動N值?？梢钥闯?，隨著頻率從0 Hz 增加到23 kHz，橫流不穩(wěn)定增強；當頻率進一步增加到36 kHz時，橫流不穩(wěn)定性在垂直前緣距離約70 mm的位置下游減弱，而在其上游略有增強；此外，最不穩(wěn)定橫流駐波的展向波數(shù)約為3 085/m，而23 kHz時最不穩(wěn)定橫流行波的展向波數(shù)約為2 021/m，略低于橫流駐波。

圖59 單位雷諾數(shù)為18.41×106/m時不同頻率的擾動放大率隨波角的變化(xn=50 mm)

圖60 單位雷諾數(shù)為18.41×106/m時不同頻率的橫流駐波和行波擾動N值包絡線

圖61 單位雷諾數(shù)為18.41×106/m時橫流駐波和行波N值

后續(xù)將開展風洞試驗研究，對橫流駐波和行波進行測量。這里簡要介紹一下試驗方案：

1) 采用升華法和紅外熱像技術捕獲模型表面的轉捩圖案，通過圖像處理提取駐波空間波長數(shù)據(jù)。

2) 采用動態(tài)壓力傳感器測量模型表面的壓力脈動，通過信號相關性分析，計算行波波角、相速度。

3) 分別改變來流雷諾數(shù)、表面粗糙度，研究這兩個因素對橫流不穩(wěn)定性的影響。

5 總結與展望

本文以新一代超聲速民機的巡航減阻問題為背景，詳細地介紹了國內外在超聲速飛機層流布局設計與評估技術方面的研究現(xiàn)狀與進展：

1) 在超聲速層流布局設計技術方面：① 針對中等雷諾數(shù)狀態(tài)的自然層流設計技術已經(jīng)得到了很好的驗證，但在非設計點以及真實尺寸飛機的高雷諾數(shù)下，還不能取得令人滿意的效果；② 以 聲學超表面、分布式粗糙元、等離子體激勵器為代表的層流控制技術展現(xiàn)出良好的工業(yè)應用前景，但離實際應用尚有距離，還需更深入地進行研究。

2) 在超聲速層流設計評估技術方面：① 以eN方法和間歇因子輸運模型為代表的轉捩數(shù)值模擬技術得到了廣泛地應用與發(fā)展，但在準確預測轉捩位置上還存在不足；② 由于來流擾動較大和尺寸限制，風洞試驗評估的層流結果與飛行試驗存在較大差距，如何通過風洞試驗數(shù)據(jù)預測真實飛行的轉捩情況是風洞試驗層流評估技術面臨的主要難題；③ 飛行試驗能獲得最為真實的轉捩數(shù)據(jù)，但受制于試驗成本和測量技術限制，目前相關的數(shù)據(jù)積累較少，還不足以對數(shù)值評估和風洞試驗評估提供有效的指導。

綜合來看，超聲速飛機層流布局設計與評估技術未來應當著重考慮以下幾個方面發(fā)展：

1) 尋找適用于接近實際飛行狀態(tài)的高雷諾數(shù)條件的自然層流機翼幾何外型，特別是在飛行參數(shù)小范圍偏離設計點時，仍能保持一定的魯棒性，以適應實際航行中的條件微幅變化。

2) 考慮采用流動控制技術延遲機翼表面邊界層轉捩，特別是采用流動控制與自然層流協(xié)同設計的方式，獲得更加魯棒的設計效果。

3) 結合地面風洞試驗和飛行試驗數(shù)據(jù)，開展轉捩模型參數(shù)標定，提高轉捩數(shù)值預測技術和程序的可靠性。

4) 開展超聲速布局的轉捩問題的天地一致性研究，建立數(shù)值模擬、風洞試驗與飛行試驗的天地換算關系，進一步提高層流布局設計評估技術的工程實用化。