層流翼套氣動力測量飛行試驗進展

張鵬程++余建虎

摘 要：減阻是飛行器設(shè)計的主要目標之一。基于層流減阻概念的層流機翼翼套氣動力測量飛行試驗在國外大量開展。本文介紹了層流技術(shù)類別，回顧了國外層流翼套氣動力測量飛行試驗的主要研究歷程及氣動力測量手段的發(fā)展，分析了層流翼套飛行試驗實施特點，展望了層流翼套飛行試驗在新氣動技術(shù)、層流翼研究、CFD/風(fēng)洞與飛行試驗相關(guān)性研究中的應(yīng)用前景。

關(guān)鍵詞：層流機翼；翼套；飛行試驗

中圖分類號：V211.412 文獻標識碼：A 文章編號：1671-2064（2017）18-0042-02

飛機在大氣層內(nèi)飛行時，表面邊界層流動狀態(tài)分為層流和湍流兩種截然不同的形式。光滑而有序的層流摩擦阻力遠低于無序渦動的湍流摩擦阻力（可以低90%）[1]。增大機翼表面層流邊界層范圍，就可以減小摩擦阻力。人們一致致力于層流邊界層的控制研究，在理論和試驗研究基礎(chǔ)上提出了層流翼型設(shè)計方法。期間形成了自然層流（NLF）、主動層流控制（LFC）和混合層流控制（HLFC）三種概念[2]。

1 層流翼套飛行試驗

對國外層流翼飛行試驗一般都采用加裝層流翼套來進行。具不完全統(tǒng)計，自1934年至2013年，國外至少進行了29型飛機，90余項內(nèi)容的層流翼套飛行試驗，試驗類型包括自然層流、主動層流控制（LFC）及混合層流控制（HLFC）。

1941年，NASA中心使用一架B-18飛機進行了層流翼套飛行試，驗，在左機翼上加裝了一個全弦向翼套。翼套20%至60%弦長位置進行了層流控制改裝，如圖1（a）所示。

1970年左右，NASA進行了F-111/TACT自然層流翼套飛行試驗。在F-111/TACT飛機的右機翼上改裝一段自然層流翼套，進行不同后掠角的跨音速自然層流翼套的壓力分布及轉(zhuǎn)捩測量的飛行試驗，如圖1（b）所示。試驗翼套采用了跨音速超臨界自然層流翼型。由于翼套設(shè)計之初未考慮橫流擾動對轉(zhuǎn)捩的影響，飛行試驗得到的層流區(qū)并沒有達到預(yù)期的結(jié)果，但是驗證了該層流翼型在不同后掠角及雷諾數(shù)下其壓力分布及轉(zhuǎn)捩特性，并與風(fēng)洞試驗及理論計算的結(jié)果進行了對比[3]。

1986～1987年，NASA同波音一起在F-14飛機上開展了變后掠翼飛行試驗，研究不同后掠角對機翼橫橫流轉(zhuǎn)捩的影響，如圖1（c）所示。該次試驗采用的層流翼套考慮了同時減小弦向不穩(wěn)定波（TS）擾動和橫流擾動（CF）。在單側(cè)機翼改裝一個上翼面60%弦長、下翼面10%弦長的翼套，翼套的翼型在F-14原翼型的基礎(chǔ)上進行修型；另一側(cè)改裝與原翼型相同的翼套。翼套沿展向布置4個壓力測量剖面，3個熱膜測量剖面來進行壓力分布及轉(zhuǎn)捩位置的測量。通過該飛行試驗，對引起轉(zhuǎn)捩的不穩(wěn)定性機理進行了研究[4]。

1990年，NASA發(fā)起了高速民用運輸機（HSCT）計劃，其關(guān)鍵技術(shù)是超音速層流控制技術(shù)（SLFC），使用兩架F-16XL飛機進行層流機翼翼套飛行試驗。在機翼上安裝多孔吸氣翼套，如圖1（d）所示。

2005年至2013年，美國Texas A&M飛行研究室在一架Cessna O-2A飛機的左機翼加裝了一個后掠翼層流翼段，進行了高雷諾數(shù)低湍流度飛行狀態(tài)精確控制飛行試驗，如圖1（e）所示。通過飛行試驗，驗證了通過飛機側(cè)滑角精確控制翼段迎角的飛行試驗方法。利用紅外熱成像技術(shù)在飛行試驗中測量翼型表面邊界層轉(zhuǎn)捩，并提出了圖像處理方法以及轉(zhuǎn)捩位置判斷準則。

2 層流翼套氣動力測量方法

層流翼套的飛行試驗主要目的是為了驗證其在實際飛行條件下的氣動特性。國外對此進行了大量的測試技術(shù)的研究，如圖2所示。油流、壓敏漆、壓力分布、紅外熱成像、熱膜、熱線、激光粒子成像、邊界層耙、尾流耙等測試手段已經(jīng)在國外飛行試驗中得到了應(yīng)用，并對測量技術(shù)進行了驗證和篩選。

NASA在F-18大迎角試驗機進行了流態(tài)顯示測量。試驗時，在機頭處改裝流體噴射系統(tǒng)，測量前機身及機翼前緣的流線及附著線。通過該試驗成功的測量了F-18在大迎角狀態(tài)下前機身與機翼前緣的流線。

Lachendro在ATTAS試驗機機翼表面采用PSP測量了典型剖面壓力測量，測量結(jié)果與測壓孔一致性較好。AIM項目在ATTAS噴氣式飛機短艙附近表面進行了局部PSP壓力測量，也得到了較理想的結(jié)果。

NASA在90年代進行的F-14變和F-16XL試驗機邊界層測量試飛試驗中使用了邊界層耙、熱膜及液晶涂層技術(shù)，進行了不同測量方法對轉(zhuǎn)捩測量的精準度的對比分析。NASA在F-16XL和F-18飛機上研究了超音速下和低速大攻角飛行狀態(tài)下機身、機翼的壓力分布及翼身融合處邊條翼的渦系發(fā)展。

為了研究層流翼套的阻力，在A320的垂尾前緣加裝層流翼套，在垂尾方向舵后緣加裝了可移動尾流耙進行了飛行試驗。飛行表明尾流耙的測量結(jié)果準確，結(jié)合紅外熱成像系統(tǒng)的轉(zhuǎn)捩測量結(jié)果，該試驗結(jié)果更加的可信。通過該飛行試驗也提供了一種典型的尾流測量方法。

3 層流翼套試飛特點

層流翼套飛行試驗從1934年至今，已經(jīng)過幾十年的發(fā)展，其氣動力測量手段也在長期的飛行試驗中得到了驗證和篩選，但層流翼套氣動力測量在飛行試驗具體實施中還面臨以下難點：

（1）翼套表面光潔度要求：層流翼套飛行試驗對于翼套表面光潔度要求非常高。在翼套設(shè)計過程中，需要考慮翼套設(shè)計魯棒性及翼套維護和清潔技術(shù)；（2）后掠角要求：在飛行試驗中，應(yīng)根據(jù)驗證內(nèi)容選擇合適后掠角的試驗機平臺；（3）對試飛平臺的影響：試驗機加改裝翼套后，其氣動特性、飛行性能、操縱品質(zhì)等均發(fā)生了改變，應(yīng)對進行計算分析及校核，針對驗證要求，完成試驗機改裝前后的對比分析，給出飛行限制；（4）飛行狀態(tài)精確控制：層流翼套飛行試驗中，如何精確的控制和調(diào)整飛行參數(shù)，以達到預(yù)計的試驗狀態(tài)，是保證翼套氣動力飛行試驗數(shù)據(jù)的真實、有效的一大難點。

4 展望

層流翼套飛行試驗作為層流翼研究和層流技術(shù)驗證的重要手段，能夠為國內(nèi)層流翼研究理論、數(shù)值計算及風(fēng)洞試驗驗證提供數(shù)據(jù)支持，促進新型層流機翼設(shè)計研制，從而提高支線客機、大型干線客機的經(jīng)濟性和環(huán)保性，提升國內(nèi)航空工業(yè)自主創(chuàng)新能力。

參考文獻

[1]李權(quán)，段卓毅，張彥軍，等.民用飛機自然層流機翼研究進展.航空工程進展，2013，（04），11.

[2]Albert L.Braslow， A History of Suction-Type Laminar-Flow Control with Emphasis on Flight Research， NASA History Division Office of Policy and Plans，1999.

[3]Lannie D.Webb， William E.Mccain and Lucinda A.Rose， Measured and Predicted Pressure Distributions on the AFTI/F-111 Mission Adaptive Wing， NASA Technical Memorandum 100443， 1988.

[4]Bianca Trujillo Anderson， Robert R.Meyar， Jr.， and Harry R.Chiles， Techniques Used in the F-14 Variable-Sweep Transition Flight Experiment， NASA Technical Memorandum 100444， 1988.