[科普中國]-層流翼型

簡介

翼型指飛機機翼或尾翼的橫剖面形狀。層流翼型是一種為使翼表面保持大范圍的層流，以減小阻力而設(shè)計的翼型。與普通翼型相比，層流翼型的最大厚度位置更靠后緣，前緣半徑較小，上表面比較平坦，能使翼表面盡可能保持層流流動，從而可減少摩擦阻力。層流翼型基本原理是在氣流達到接近機翼后緣升壓區(qū)之前，盡可能在更長的距離上繼續(xù)加速，就可以推遲由層流向湍流的轉(zhuǎn)捩。層流翼型是翼型發(fā)展的重要里程碑。1

層流減阻原理層流減阻技術(shù)包括控制層流減阻技術(shù)和自然層流減阻技術(shù)兩類。

控制層流減阻技術(shù)控制層流減阻技術(shù)的本質(zhì)是通過改變局部流動來控制流體動力，延緩氣流的分離，從而達到減小阻力的目的。在機翼表面加實體鼓包是常用的控制層流減阻方法。實體鼓包是一個凸起的形面，為了便于進行加工和維護，實體鼓包一般加在機翼的上表面。實體鼓包的減阻原理是：在一定條件下它可以減小翼型上表面激波的強度，從而使總壓的損失降低。加裝實體鼓包是一種經(jīng)濟、有效、且加工維護方便的控制層流減阻技術(shù)。由于目前控制層流減阻技術(shù)還不夠成熟，且維護成本較高，在實際設(shè)計和生產(chǎn)中還無法得到廣泛的應(yīng)用。2

自然層流減阻技術(shù)自然層流(Natural Laminar Flow, NLF)減阻技術(shù)是指通過對翼型以及機翼的優(yōu)化設(shè)計使得機翼表面附面層保持大面積的層流，從而達到減小阻力的目的。隨著近年來航空材料工藝和制造技術(shù)的發(fā)展，在設(shè)計出滿足飛機氣動性能要求的翼型基礎(chǔ)上，加入自然層流減阻設(shè)計己經(jīng)能夠?qū)崿F(xiàn)。這樣便出現(xiàn)了氣動性能更加優(yōu)良的自然層流翼型的概念，其優(yōu)良的氣動特性預(yù)示了其光輝的應(yīng)用前景。2

層流翼型的發(fā)展與應(yīng)用從1930年開始，一批空氣動力學(xué)家在理論和試驗研究的基礎(chǔ)上提出了層流翼型設(shè)計這一概念。層流翼型是指在正常使用的迎角范圍內(nèi)，翼型上表面的順壓梯度能保持到較大的弦長范圍，而且沒有負壓力峰，使附面層流動能保持較長層流段的翼型。層流翼型的設(shè)計方法與超臨界翼型設(shè)計方法比較接近。美國航空咨詢委員會(National Advisory Committee for Aeronautics, NACA)在1945年左右發(fā)布了新的翼型族NACA1系-7系翼型，其中NACA6系層流翼型最為成功，在高速飛機上得到了廣泛的應(yīng)用。NACA 6系層流翼型的基本厚度分布是根據(jù)所需要的雷諾數(shù)、臨界馬赫數(shù)以及最大升力系數(shù)設(shè)計的，該系翼型的中弧線則是根據(jù)預(yù)定的載荷分布設(shè)計的。其設(shè)計思想是盡量使翼型上的最低壓力點向后靠，以加長順壓梯度段的長度，努力保持翼型的邊界層為層流，以達到降低翼型總摩擦阻力的目的。NACA6系和改進的NACA 6A系層流翼型后來被廣泛應(yīng)用于高亞聲速飛機和超聲速飛機上。

本田公司研制出的Honda Jet型公務(wù)機，己經(jīng)成功的使用自然層流技術(shù)設(shè)計的機翼。大量的分析和風(fēng)洞試驗表明，Honda Jet的NLF機翼實現(xiàn)了對機翼阻力的有效降低。在機翼表面的層流越大，其阻力變得越小。為了取得較大的層流，Honda Jet機翼采用了整體機翼成型技術(shù)，盡可能的減少了部件數(shù)量。此外，機翼的前緣結(jié)構(gòu)也能夠降低大約13.5%的阻力。

Aerion公司的Aerion SBJ是即將投入生產(chǎn)和使用的超聲速自然層流公務(wù)機，該公司的技術(shù)團隊?wèi)?yīng)用自然層流技術(shù)設(shè)計出了無后掠超聲速機翼。技術(shù)主管特蕾西聲稱，他們設(shè)計的這種超聲速機翼，上表面層流覆蓋面積能達到70%，下表面能達到100%。這種設(shè)計方案的另外一個優(yōu)點在于，由于不采用后掠機翼，飛機低速氣動性能要遠遠高于大多數(shù)采用箭形機翼或者三角翼布局的超聲速商務(wù)公務(wù)機，這將大大縮短該飛機的起飛和著陸距離。采用層流機翼設(shè)計的該超聲速商務(wù)公務(wù)機僅需要1800米長的跑道即可實現(xiàn)飛機的起降。此外，飛機在起飛和著陸階段的低阻力性能還意味著它的動力需求更低，起飛著陸時噪聲也更低。

歐洲TELFONA項目設(shè)計出了一個開創(chuàng)性的機翼，來評估歐洲跨聲速風(fēng)洞(EuropeanTransonic Wind tunnel, ETW)的湍流和噪聲對層流邊界層產(chǎn)生的影響。機翼的前緣后掠角為18°，設(shè)計馬赫數(shù)是0.78，設(shè)計雷諾數(shù)是2×10^7。第一步，設(shè)計了有限后掠機翼的2.5 D壓力分布。在迭代過程中，使用了FLOWer軟件的反向設(shè)計功能以及Schrauf的LILO層流邊界層穩(wěn)定性求解器，求出了滿足上述跨聲速層流翼型的設(shè)計要求。第二步，在反向設(shè)計循環(huán)中，2.5D壓力分布被用作全3D機翼的設(shè)計目標。在機翼外形的反向設(shè)計過程中，考慮了機艙和整流罩的影響。設(shè)計的基本目標是：在機翼30%到70%展長之間，使等壓線平行于機翼當(dāng)?shù)叵揖€，以獲取一個可靠的轉(zhuǎn)捩點。ETW實驗在2008年進行。2