層流機翼設計技術現狀與發展

鄧一菊，段卓毅，艾夢琪

航空工業第一飛機設計研究院 總體氣動設計研究所，西安 710089

隨著當今環保意識的增強以及航空公司運營競爭的加劇，航空界對民用運輸飛機的經濟性、環保性提出了更高的要求，“綠色航空”的概念應運而生?！熬G色航空”以節能、環保、和諧為主旨，通過提出一系列航空領域環境友好型發展指標，催生可持續發展的航空技術創新，號召飛機設計向著減阻、降排、低噪聲的方向發展。

在“綠色航空”革命的影響下，歐美政府聯合航空企業很早就意識到減排降噪的重要性，制定了相應的發展計劃。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%的發展目標；在“Flightpath2050”計劃中進一步提出，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”(新一代航空運輸系統)計劃中詳細規劃了亞聲速固定翼民機的3個發展階段，制定了燃油、噪聲、污染排放等在不同階段的發展目標，對于計劃2030—2035年實現的“N+3代”飛機，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”的要求對于飛機設計和制造業提出了更為嚴峻的挑戰。中國的渦槳支線客機、渦扇支線客機、渦扇大型客機等正處于蓬勃發展時期，國產民用飛機想要在國際市場上同臺競技，以后發態勢打破原有的歐美對航空的壟斷，就必須重點關注未來航空業新的需求和標準，積極響應綠色航空號召，發展相應的核心技術，掌握先進民用飛機的研制能力。層流機翼技術作為極具發展潛力的技術之一，有望在未來先進民用飛機的設計領域發揮更重要的作用，因此本文較為系統的討論層流機翼設計技術及其未來的發展方向。

1 綠色航空對機翼設計技術的需求

從飛機設計綜合技術來說，可通過多種渠道促進“綠色航空”的實現，如先進的飛機布局和氣動設計技術進步可以實現飛機的減阻減噪，復合材料的廣泛應用可大大減輕飛機的重量、減小能源消耗，高效發動機技術可以減小污染排放等[4]。這些新技術的應用不僅可以降低航空運輸對環境的影響，對于提升民用飛機的經濟性也具有重要的意義?？湛凸驹ㄟ^不斷引進新技術和新概念，大幅提升所研型號的設計指標，成功降低直接運行成本15%以上，在市場占有率上全面趕超波音[5]。

在飛機總體設計領域，實現民用運輸機低能源消耗、低環境污染排放、高巡航效率最重要的途徑之一是氣動減阻。飛機阻力與飛行性能、燃油消耗量以及飛機的經濟性密切相關，大型飛機的飛行統計數據表明，B737飛機在典型使用條件下，減小1%的阻力便可節省15 000加侖(1加侖=3.785 412 L)的航空燃油，B757可節省25 000加侖，B747則可節省100 000加侖[6]。盡管在空氣動力學技術已取得很大成就的如今，再取得減阻技術方面的巨大進步可謂步履維艱，但是各飛機設計公司依然極其關注阻力問題，并投入巨資進行研究，精細到每一個阻力單位都錙銖必較的程度，企圖在減阻設計方面發展到極致。

對于運輸類飛機而言，阻力可以大致分為型阻、波阻、誘導阻力和廢阻等，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，現代寬機身民用飛機巡航狀態時摩擦阻力約占50%，壓差阻力約占19%，誘導阻力約占27%[7]，從部件阻力來看，對于一架巡航狀態在馬赫數0.8的典型民機，機翼的阻力占了60%左右[8]，因此，從阻力產生的源頭進行分析，重點減阻的部位應該是機翼，重點應該減少的是摩擦阻力。

圖1 典型民機阻力分解圖

要在現有基礎上進一步減少機翼阻力(更準確的說法是提高升阻比)，一方面取決于新技術的成熟使得飛機設計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的氣動力設計和流動控制技術來減少干擾阻力、摩擦阻力、誘導阻力以及激波阻力。由于機翼表面的流動形態有層流和湍流之分，層流區域的摩擦阻力遠小于湍流區域，因此通過層流翼型、層流機翼設計以及層流流動控制技術減小摩擦阻力成為機翼減阻重要的發展方向。據某自然層流機翼研究項目(TELFONA)評估，采用自然層流機翼可有效減阻10%以上，采用混合層流控制技術，以A340為例，減阻量可達到14%[9-10]。Fokker 100飛機加裝自然層流翼套的飛行試驗表明，層流機翼可以獲得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、展弦比受構型限制，誘導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，層流機翼一直作為最具減阻潛力的技術之一，吸引著飛機設計人員的關注。美國NASA于2009年10月1日啟動了為期5年、計劃投資3.2億美元的環保航空ERA計劃(Environmentally Responsible Aviation)，將層流機翼和層流控制技術研究列為3大研究內容之一[12]。與此同時，歐洲清潔天空聯合技術計劃(Clean Sky Joint-technology Initiative)投資超過5億歐元開展層流機翼和具有被動和主動層流控制與載荷控制的智能機翼的研究[13]。國內在“七五”“八五”期間，由航空工業第一飛機設計研究院(后文簡稱“一飛院”)牽頭開展了民機自然層流機翼設計技術的預研，從“八五”開始，國內不斷通過自主創新及與國外研究機構合作的形式，在先進高效自然層流機翼設計、試驗及飛行驗證等方面進行了大量的研究工作[14-15]?？v觀國內外對民用飛機新概念布局和先進設計技術的研究，無一例外都將層流機翼技術列為其中重要的內容，可見該項技術在未來民機的研制中具有重要的價值。

2 層流機翼技術現狀

2.1 機翼轉捩現象

層流機翼技術十分關注機翼表面層流區域和湍流區域的分布情況，而物體表面層流向湍流的轉捩是一個復雜的非線性流動現象，因此認識轉捩現象和轉捩機理是發展層流技術的前提。

轉捩是指邊界層內流體在某些不穩定機制的誘導下流動狀態發生變化的過程，以最典型的二維平板邊界層為例，通常認為轉捩會經歷穩定層流、線性不穩定擾動、非線性渦干擾、三維渦破裂、湍流斑形成、全湍流狀態幾個過程，在宏觀上表現為摩擦阻力的激增[16]。

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

對于低速飛行的平直機翼和后掠角小于10°的機翼，T-S波的放大、失穩是導致轉捩發生的主要原因，由于順壓梯度區可以抑制TS擾動的增長，因此可以通過合理的壓力分布設計來實現較大范圍的層流；高速飛行的民用飛機往往采用后掠機翼以提升巡航馬赫數，因此附面層中會出現橫向流動速度(圖2)，產生特殊的流動穩定性問題，使層流轉捩的機理變得更加復雜。試驗結果表明，機翼后掠角在10°～30°之間時，T-S波和CF波不穩定機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，兩種不穩定機制相互的非線性作用機制還需要進一步研究清楚；當后掠角大于30°時，CF波不穩定機制是轉捩的主導因素[18]。

圖2 后掠機翼表面邊界層速度型

對于一些飛行雷諾數較低的飛行器，層流邊界層在逆壓梯度作用下產生分離，在外層高能量流體進入后再附，形成層流分離泡，也會誘發層流轉捩。層流分離泡根據位置和形態可分為長分離泡和短分離泡，對機翼而言，短分離泡往往發生在前緣附近，穩定性較好，長分離泡發生在機翼后部，穩定性較差，可能擴展到較大范圍，對機翼的氣動性能產生嚴重影響。

2.2 轉捩數值模擬技術

對轉捩的準確模擬是層流機翼設計的基本前提，由于轉捩內部機理十分復雜，轉捩的數值模擬十分困難，研究人員對此開展了大量研究。

20世紀興起的基于線性穩定性理論發展而來的eN方法是工程中流動穩定性分析和轉捩預測的重要方法[19]。這種方法通過求解黏性流動的平行流小擾動線性穩定性方程(Orr-Sommerfeld，O-S)，著重于從物理上盡量準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，并根據經驗選定判定轉捩發生的臨界幅值。后來，Malik等[20]進一步完善了線性穩定性理論，將其拓展為非平行流線性穩定性理論； 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]進一步發展了拋物化穩定性方程(Parabolic Stability Equation，PSE)，兼顧非平行效應和非線性演化，適合二次失穩和亞諧波共振等機制的研究。eN方法在20世紀七八十年代層流翼型設計上取得了巨大的成功，當時Greer等基于歐拉方程耦合邊界層修正、利用包絡方法進行轉捩預測的翼型流場求解器MSES取得了令人滿意的結果[25]，然而由于線性理論基礎的限制，對于存在較大分離和強烈非線性作用的轉捩情況，eN方法無力描述。

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

隨著飛機氣動特性計算和氣動設計的迅速發展，要求CFD方法具有更高的氣動力預測精度，迫切需要將成熟的轉捩預測方法應用到CFD數值模擬中。Dhawan和Narasimha在1958年首先引入基于間歇因子γ的轉捩預測方法[27]，之后大量學者對該類方法進行了完善和進一步發展，例如：Cho和Chung針對自由剪切流發展了與k-ε湍流模型聯合使用的間歇因子輸運方程方法[28]，Steelant 和Dick發展了與條件平均Navier-Stokes方程聯合使用的間歇因子輸運方程方法[29]，Suzen 和 Huang將前兩者模型相結合發展了間歇因子的對流-擴散方程[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轉捩模型[31]，并很快在二維流場數值模擬中得到實際應用。經過后續學者的改進發展，該模型對于二維和三維流動轉捩判斷的精度不斷提高，基本滿足工程實用的要求，并集成在各大主流商用CFD軟件中，成為目前轉捩預測的主流方法。實踐表明，該模型對于低速至跨聲速范圍內流動轉捩的模擬結果比較理想。

在邊界層轉捩的數值模擬方面，國內有天津大學對橫流不穩定性轉捩預測方面開展了重點研究；西北工業大學、清華大學和中國空氣動力研究與發展中心等在轉捩模式方面進行了大量的研究；南京航空航天大學和北京航空航天大學也開展了轉捩方法的研究[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捩預測方法還需要進一步的完善和驗證。

2.3 層流機翼設計技術

20世紀30年代起，一批空氣動力學家在理論和試驗研究的基礎上提出了層流翼型設計概念，NACA6系列翼型、蘇聯ЦАГИС5-18翼型、FX系列翼型和Eppler系列翼型等是當時最成功的代表[35]。早期的層流翼型設計很重視提高失穩臨界雷諾數，直到20世紀70年代才認識到層流邊界層內擾動的增長和隨擾動頻率的變化是決定轉捩發生更重要的因素。在一定的有利壓力梯度下，盡管失穩點可在前緣附近出現，但轉捩點卻可達到70%弦長位置。這一設計思想使得新一代層流翼型可以具有較高的前緣負壓值，進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。

伴隨著設計思想的進步，層流翼型設計經歷了由低速向高速的發展，特別是跨聲速層流翼型的誕生，將軍民用大型運輸類飛機的層流機翼技術推向了新的高潮。與早期層流翼型不同，現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，在設計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，從前緣到轉捩點具有較大的表面斜率，轉捩位置主要靠表面斜率設計控制；第2類能夠保證在設計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，亞聲速時前緣負壓使得轉捩在前緣發生，而超臨界飛行時，允許存在弱激波以抬高翼型后部的負壓，從而控制從前緣到激波位置的壓力梯度。

高速層流翼型的設計工作開始于20世紀80年代。Khalid等[36]設計了可用于雷諾數超過107的不同厚度的高速層流翼型，同期西北工業大學將超臨界翼型和層流翼型的設計思想相結合，設計了NPU系列翼型并開展了風洞試驗研究[37]。隨后，具備高升力特性的層流翼型和層流機翼開始發展，翼型和機翼的設計方法也不斷進步和創新，為跨聲速下層流機翼技術的發展和成熟奠定了基礎[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化設計工作，獲得了滿意的結果[42]；Han等提出了高速層流翼型的代理模型優化方法，所設計的層流機翼由于激波強度的減弱和層流區域的擴大使得阻力減小了12.1個阻力單位[43]；陳永彬等通過優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化層流翼型的層流性能，同時基于梯度算法優化層流翼型升阻比，最終獲得了具有55.5%層流的高升阻比層流翼型[45]。關于高速飛機層流翼型及機翼設計的研究成果進一步證明了層流機翼技術具有廣闊的發展和應用前景。

作為國家大中型飛機研發機構，一飛院著力于發展中國運輸機體系研究中的機翼設計技術。為進一步響應“綠色航空”號召，一飛院帶領國內眾多航空院校、研究院所，通過開展民用飛機層流機翼設計理念、設計方法、風洞試驗及飛行驗證等研究，基本具備民用飛機自然層流翼型/機翼設計和自然層流短艙設計能力，為中國民用飛機層流機翼設計提供技術支撐[46-49]。圖3為一飛院設計的某超臨界層流機翼,其上下表面摩擦力系數Cf云圖顯示,該機翼層流流動特性良好[14]。

圖3 某超臨界層流機翼設計點摩擦力系數云圖[14]

2.4 風洞試驗及測量技術

風洞試驗是研究層流機翼特性、驗證設計結果的重要手段，國內外開展的關于層流機翼的發展計劃中均將層流風洞試驗作為重要的研究手段和技術提升方向之一。美國從20世紀30年代就開始通過風洞煙霧試驗研究不平機翼表面設計對湍流的影響。20世紀80年代利用F-14飛機試驗研究了后掠角對層流品質的影響，并進行了高速風洞的層流流場顯示試驗[50]。近年來，在歐美各項計劃的推動下，國外開展了大量關于高速層流機翼的風洞試驗研究[51-53]，如圖4所示，分別為NTF、HST、ONERA和ETW風洞的層流翼型與機翼的風洞試驗。

圖4 國外高速層流機翼風洞試驗

國內對自然層流機翼的研究起步相對較晚，由早期NPU2-L72513等層流翼型的二元風洞試驗研究逐漸發展至目前三維層流機翼的試驗研究，在層流的風洞試驗技術、測試技術、數據處理技術等領域取得了較為豐碩的研究成果[54-57]。2020年航空工業空氣動力研究院FL-62風洞的建成，進一步為中國先進民用層流機翼的風洞試驗創造了更高品質的條件。圖5為FL-62風洞中進行的一飛院某層流機翼高速試驗。

圖5 一飛院高速層流試驗

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

圖6 不同雷諾數下TSP方法測量結果[14]

由于層流對流場狀態和模型表面質量十分敏感，開展層流風洞試驗對風洞條件和模型均提出了更高的要求。風洞中可能影響試驗段層流環境的因素有：雷諾數、湍流度、機械振動、風洞干擾等。由于層流機翼試驗驗證往往采用縮比模型，試驗雷諾數與飛行雷諾數差距甚遠，導致不能完全模擬大氣飛行中的轉捩位置、層流分離狀態與湍流分離狀態等現象，試驗結果需要進行雷諾數修正；此外，風洞中流體的湍流度較真實飛行條件更大，試驗中機械或聲學的擾動也會進一步引起湍流度增加，這對于層流的維持是不利的，因此需要特別關注風洞流場品質，對影響擾動環境的各類因素加以控制和減弱。

為了充分體現出層流機翼的減阻優勢，層流機翼的風洞試驗中對模型阻力測量精度的要求更高。資料表明，風洞試驗精度當前國際先進水平是：運輸機試驗阻力系數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測提供可靠的技術支持。

2.5 飛行試驗及測量技術

在層流機翼風洞試驗的種種限制下，飛行試驗通過各類測試技術，在真實飛行條件下對機翼的氣動特性進行測量評估，以驗證層流機翼的氣動性能，成為研究和驗證層流機翼技術的重要手段。

國外對飛行試驗技術的研究起步較早，發展了大量的測試技術，包括油流法、化學升華法、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驗證機開展了層流機翼可行性飛行試驗[59]。20世紀80年代起，基于自然層流翼型設計技術的快速發展，美國和歐盟在自然層流機翼和混合層流控制機翼方面開展了大量的飛行試驗研究，圖7給出了1985—2008年各國進行的間一些具有代表性的層流機翼和混合層流機翼飛行試驗。

圖7 1985—2008年間各國層流飛機演示驗證

針對NASA Jetsar(洛克希德C-140)飛機的LEFT(Leading Edge Flight Test)是ACEE計劃下的一項重要層流控制技術研究項目，由道格拉斯和洛克希德設計的層流控制裝置在飛行試驗中成功實現機翼前梁以前70%以上的層流范圍[60]。NASA蘭利中心F-14變后掠機翼的層流翼套試驗成功地在跨聲速飛行條件下獲得了長達50%弦長的穩定的層流流動，有效地驗證了亞、跨聲速層流機翼的設計思想及開發的設計軟件[50]。

為了在大型民用干線飛機上實現層流減阻，NASA與波音公司開展了B757飛機高雷諾數混合層流控制(HFCT)飛行試驗(圖8)。此項研究目的是評估混合層流吸氣控制(HLFC)在實際飛行條件下的性能，發展和驗證一體化的、實用的、高升力、防冰的HLFC系統，以及發展一個用于大型、亞聲速商用飛機的HLFC方案的數據庫。飛行試驗中熱膜測量的結果顯示，65%弦長保持了層流狀態，設計點時轉捩點推后至機翼后梁處,尾耙測量結果表明，可降低29%的當地阻力，使總阻力降低6%[61-62]。

圖8 B757層流減阻示意圖[62]

21世紀以來，NASA的ERA項目在灣流飛機上進行了層流機翼的飛行驗證，2002年采用層流設計的本田輕型噴氣公務機問世,其外形如圖9 所示[63]，其具有自然層流機翼，機身和頭部重要區域也進行了相應的層流控制處理，飛機的飛行數據表明層流特性明顯。

圖9 本田噴氣飛機[63]

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

圖10 A340改層流驗證機[64]

采用超聲速自然層流機翼Aerion SBJ超聲速客機預計在2021年進行首飛(圖11)，表明層流技術將在超聲速領域取得新的突破[65]。

圖11 Aerion SBJ 超聲速客機[65]

國內關于層流機翼飛行試驗測試技術研究起步較晚，飛行驗證方面的研究工作正在進行[66-67]。一飛院作為牽頭單位的某層流機翼驗證機項目已完成風洞試驗，進入驗證機調試階段，擬于2022年完成所有的飛行試驗科目。如圖12所示,該驗證機采用創新的四發雙機身，用于驗證研究的層流翼段置于雙機身中間，高置的尾翼上安裝測試設備。該項驗證將達到常規干、支線飛機巡航馬赫數附近，雷諾數到千萬量級。

圖12 某層流機翼驗證機

近年來，先進的快速設計與驗證技術成為飛行器設計領域的重要方向之一，未來層流機翼的飛行驗證有望向著低成本、小規模、短周期、低風險的方向發展。

3 層流機翼設計技術發展可行性分析

3.1 層流機翼布局構型限制

后掠角是目前限制高速民機層流機翼工程化應用的問題之一，設計高速層流機翼，首先需要嘗試打破跨聲速機翼大后掠角設計的常規，通過精細地權衡阻力發散馬赫數與摩擦阻力，探索把后掠角降到20°及20°以下的可能性(圖13)。

圖13 不同機翼后掠角示意

后掠角的減小對于層流維持和結構重量減輕有利，符合節能減排的綠色航空要求，但無疑會導致激波強度的增加，同時因為層流往往采用順壓梯度設計，自然層流翼型通常具有較強的激波，所以有效降低后掠角的關鍵技術是通過三維激波控制鼓包來限制波阻的發展。圖14所示經優化的鼓包可以有效改變激波強度。研究表明在給定的升力條件下采用優化過的激波控制鼓包可使阻力降低20%以上[68]。

圖14 二維鼓包優化前后馬赫數等值線圖比較

主動層流控制技術的應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)技術均可大幅減小運輸類飛機的燃油消耗。盡管層流控制相當有效，但其面臨的工程實現上的諸多問題亟待解決，如何從工業應用的角度保證其穩定性和收益是目前的研究重點。

圖15 不同層流控制技術的燃油收益[69]

自然層流新布局的設計為解決高速飛機構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翼的干擾，層流飛機可采用尾吊布局方案；采用更大展弦比的機翼布局來降低雷諾數；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布局研究計劃LamAir表明(圖16)，小前掠角機翼不僅可以實現大后掠角時的跨聲速性能，還可維持機翼實現較長范圍的自然層流流動[70]。一飛院開展的層流機翼設計研究中，進行了常規布局與融合布局的層流機翼設計，對于后掠角較小的翼身融合布局(圖17)，也可實現一定范圍的層流區域。

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域示意圖

層流機翼還將帶來低速高升力設計的難題。由于要保持巡航飛行時大面積層流，機翼表面需要盡可能“干凈”，尤其機翼前緣不能出現可能誘發轉捩的干擾，因此層流機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,需要進行精心設計優化。此外，層流機翼相對傳統機翼彎度較小，因此要滿足高效的增升性能要求，可能需要設計雙縫襟翼，這又將帶來機構、系統等方面的復雜性，以及重量代價。

層流機翼還必須解決“多點設計兼顧”的問題，避免出現層流流動被破壞或者偏離設計點時阻力急劇增加情況的出現。1980末期開展的Cessna T210R飛行試驗中，就有爬升性能下降10%的情況[11]，因此分離、失速、轉捩提前等流動狀態都需要仔細權衡。隨著優化設計能力的提升，層流機翼在非設計點的性能得到了改善。如Hondajet飛行試驗表明，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損失5.6%，處在可以接受的范圍[63]。

此外，進行層流設計時，需要進行層流設計指標和其他指標的協調。除關注層流設計指標外，機翼的幾何特性、力矩特性、結構特性、抖振特性等都要考慮在內，權衡取舍才能夠設計出滿足實際設計指標與約束的自然層流機翼。同時層流外形對結構、油箱容積、增升裝置布置空間等的影響也應該得到充分的評估。

3.2 轉捩判定的可信度

在層流機翼的設計、驗證中，準確預測和測量轉捩位置對于準確預測阻力、判斷層流機翼減阻能力具有決定性的影響。

從數值模擬的角度，現有的轉捩模型把經驗關聯方法融入到現代CFD中去，為工程實用的轉捩模擬提供了一個有效途徑，在商業軟件中比較常見；一些學者認為基于線性穩定性分析或拋物化穩定性方程的半經驗eN方法最為實用，但前提是有足夠多的風洞試驗或飛行試驗數據作為依據?；谀壳鞍l展的轉捩預測方法的優缺點，對于轉捩數值預測方法的發展趨勢有：進一步提高預測的精確度、預測不同物理機制誘導的轉捩、發展適用于CFD并行計算和復雜構型數值模擬的完全基于當地變量的轉捩預測方法等。

從風洞試驗和飛行試驗的角度，目前的轉捩判定方法單獨來說效果可能不夠理想，如Stanton管制作工藝復雜且對邊界層存在影響；表面熱膜/熱線分辨率不夠，校準方法不規范；升華法受環境規范限制等。但是，綜合這些方法，相互參考關鍵信息，則可能為轉捩測量提供可靠的圖像與依據[58]。近年來，隨著軟、硬件技術發展，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80年代起開展了大量的紅外熱像邊界層轉捩測量試驗的研究，逐漸完善紅外熱像測試技術，目前整體技術成熟度為TRL4～5的水平，表1給出了國外一些轉捩測量試驗的情況[71-77]。國內也積極在某民機科研項目中開展了針對層流翼套的紅外熱像轉捩測量飛行試驗測試技術研究，取得了較為滿意的成果。

表1 國外開展過的飛行試驗轉捩測量研究[71-77]

3.3 層流控制及層流維護

通過流動控制技術對機翼表面的邊界層流動進行控制是實現層流的重要手段，發展至今在原理、控制效果和實現途徑方面均積累了大量研究。層流控制技術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概念示意圖[62]

NLF技術利用有利壓強(順壓)分布延緩轉捩的發生，在二維和軸對稱流動中已經發展得比較成熟。該技術通過將最大厚度點盡可能后移,在翼型前部保持順壓梯度，以此抑制邊界層內不穩定擾動的發展。由于層流的維持容易受到環境擾動的影響，一般在雷諾數較小(25×106以下)、機翼橫流效應不明顯(機翼后掠角不大)的飛機上使用；LFC技術利用全弦長范圍的吸氣，消除邊界層內的不穩定擾動，使機翼表面在各種飛行狀態下都能夠保持層流狀態。這是一種理想的流動控制技術，理論上可以有效擴大層流區范圍，減小巡航阻力，但實際應用時會遇到機翼翼盒綜合設計的難題，且吸氣所需的能量很大；HLFC技術結合了NLF和LFC的思想，通過合理的外形設計和前緣小范圍的吸氣控制實現層流控制的效果，減少了LFC的吸氣要求，降低了系統的復雜性，避免了氣動、結構等專業和吸氣裝置的耦合設計，在湍流狀態下仍具有好的性能。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也為機翼層流控制提供了新的思路。

層流對機翼表面的制造公差和光滑度有著嚴格的要求, 雖然國內外已經形成了較多的自然層流機翼的相關設計和驗證方案，但投入工程實用的較為有限，原因之一就是缺乏光滑、防塵的機翼表層材質。最近30年，空客、ONERA、達索航空以及很多其他研究機構啟動了多個與NLF和HLFC技術加工制造研究相關的項目，在材料科學技術的不斷發展下，大大推進了自然層流機翼的實用化進程。

此外，為了保證層流控制飛機的飛行安全和效率，需要采取一定的層流維護措施，以防止飛行過程中由于冰?；蚶ハx污染而導致層流失效。現階段一般采用Krueger襟翼以防止昆蟲污染，并采用熱空氣防冰系統等防冰措施。

4 層流機翼技術發展方向

4.1 多設計點優化的超臨界自然層流機翼

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

跨聲速下，層流對后掠角的限制會減小機翼的巡航馬赫數，較長的層流區和過大的順壓梯度會導致激波的增強和壓力恢復段分離的產生，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翼氣動設計十分復雜，需要權衡摩擦阻力、壓差阻力以及巡航馬赫數等關鍵因素，發展高精度的邊界層轉捩預測方法和高效的設計方法。目前國外關于超臨界層流翼型及機翼的設計研究和試驗驗證方面取得了較豐富的成果[36,38-41]，國內仍處于比較初步階段，在轉捩數值預測和轉捩試驗探測等方面進行了嘗試[14,82]，取了一些突破。

單點優化設計的高性能自然層流翼型及機翼會面臨飛行環境的波動引起設計點層流區不穩定的問題，進而可能導致飛機性能的突然惡化。因此，在不采用主動控制技術的前提下，多設計點優化設計自然層流氣動外形，使其可以在大氣湍流等不確定因素的影響范圍內，保持穩定的大范圍層流區域是高性能自然層流機翼設計重要的發展方向。

4.2 混合層流流動控制技術的應用

傳統層流機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將是高速飛機層流機翼設計的重要發展方向，其中混合層流流動控制技術是目前最具有發展潛力和應用前景的技術。

20世紀90年代起，國外開展了混合層流控制技術的研究，在減阻機理、吸氣控制系統的設計、混合層流機翼設計等方面取得了一定成果，并開展了飛行驗證[83-84]。試驗結果表明，采用混合層流控制的B757機翼表面可以推遲轉捩至65%弦長位置，獲得6%的減阻收益；A320尾翼的混合層流系統維持40%的層流區[85]。Risse等針對 A350 類型飛機進行了混合層流初步優化設計，設計結果表明前緣 20% 弦長均勻吸氣的混合層流技術將獲得阻力降低8%的燃油消耗減小10%的收益[86]。國內的相關研究起步晚，但也在風洞試驗和數值優化方面發表了一些研究成果。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翼開展了風洞試驗研究，試驗結果表明前緣吸氣有效推遲了機翼表面的轉捩；楊體浩等基于自由變形(FFD)參數化方法和改進的微分進化算法建立了可同時考慮吸氣控制分布和機翼型面影響的HLFC機翼氣動優化設計系統，對無限展長的后掠翼進行了優化設計研究[88]；史亞云等利用數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]，發展了基于能量觀點的混合層流優化設計方法[90]；一飛院在2022年開展混合層流控制技術飛行驗證研究。

盡管混合層流技術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展潛力，有望成為未來層流機翼的實現手段之一。建立能夠精確模擬吸氣和進行穩定性分析的轉捩預測分析方法，搭建面向混合層流機翼的高效、可靠的優化設計系統，發展適用于混合層流機翼的試驗方法和測試方法，完善混合層流機翼生產制造和運行維護手段等是混合層流流動控制技術目前需要解決的重要問題，對于混合層流技術早日實現工程應用具有重要意義。

4.3 超聲速自然層流機翼

超聲速自然層流機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上應用層流機翼技術的手段，應用方向有先進運輸機、長航時無人機、臨近空間飛行器等。

NASA通過F-15B飛行驗證機開展了超聲速自然層流機翼的飛行試驗，在馬赫數2的飛行速度下，試驗段外翼幾乎獲得了全范圍層流，內翼段層流區約為75%～80%，如圖19所示[91]。洛馬公司設計的超聲速層流機翼減小10%的黏性阻力[92]。這些結果極大地鼓舞了航空工業發展自然層流超聲速機翼技術的信心。

圖19 F-15飛行試驗[91]

相比低跨聲速層流機翼，超聲速層流機翼在流動特征上表現為高馬赫數導致強壓縮性，盡管壓縮性增強帶來的氣動阻尼效應有利于抑制二維T-S擾動波的發展，但大后掠高雷諾數下橫流不穩定性更加強烈，三維T-S斜波和橫流行波成為可能主導轉捩的不穩定模態。牛海波等開展的風洞試驗結果表明，馬赫數6時機翼前緣轉捩主要由橫流主導[93]。因此，傳統的轉捩預測方法不再適用，需要發展能夠考慮T-S斜波和CF行波的轉捩預測方法[94]。此外,超聲速層流機翼還需要兼顧聲爆特性，開展層流聲爆耦合設計[95]。

5 結 論

通過對層流機翼設計技術的現狀及可行性進行分析，可以得出結論：層流機翼是滿足未來綠色航空需求的首選。在現代飛機設計總體技術不斷發展的基礎上，隨著層流機翼設計、數值計算、加工制造、試驗等關鍵技術的突破，層流機翼在未來先進運輸類飛機領域必然有廣闊的市場。