摘 要：減阻是飞行器设计的主要目标之一。基于层流减阻概念的层流机翼翼套气动力测量飞行试验在国外大量开展。本文介绍了层流技术类别，回顾了国外层流翼套气动力测量飞行试验的主要研究历程及气动力测量手段的发展，分析了层流翼套飞行试验实施特点，展望了层流翼套飞行试验在新气动技术、层流翼研究、CFD/风洞与飞行试验相关性研究中的应用前景。
关键词：层流机翼；翼套；飞行试验
中图分类号：V211.412 文献标识码：A 文章编号：1671-2064（2017）18-0042-02
飞机在大气层内飞行时，表面边界层流动状态分为层流和湍流两种截然不同的形式。光滑而有序的层流摩擦阻力远低于无序涡动的湍流摩擦阻力（可以低90%）[1]。增大机翼表面层流边界层范围，就可以减小摩擦阻力。人们一致致力于层流边界层的控制研究，在理论和试验研究基础上提出了层流翼型设计方法。期间形成了自然层流（NLF）、主动层流控制（LFC）和混合层流控制（HLFC）三种概念[2]。
1 层流翼套飞行试验
对国外层流翼飞行试验一般都采用加装层流翼套来进行。具不完全统计，自1934年至2013年，国外至少进行了29型飞机，90余项内容的层流翼套飞行试验，试验类型包括自然层流、主动层流控制（LFC）及混合层流控制（HLFC）。
1941年，NASA中心使用一架B-18飞机进行了层流翼套飞行试，验，在左机翼上加装了一个全弦向翼套。翼套20%至60%弦长位置进行了层流控制改装，如图1（a）所示。
1970年左右，NASA进行了F-111/TACT自然层流翼套飞行试验。在F-111/TACT飞机的右机翼上改装一段自然层流翼套，进行不同后掠角的跨音速自然层流翼套的压力分布及转捩测量的飞行试验，如图1（b）所示。试验翼套采用了跨音速超临界自然层流翼型。由于翼套设计之初未考虑横流扰动对转捩的影响，飞行试验得到的层流区并没有达到预期的结果，但是验证了该层流翼型在不同后掠角及雷诺数下其压力分布及转捩特性，并与风洞试验及理论计算的结果进行了对比[3]。
1986～1987年，NASA同波音一起在F-14飞机上开展了变后掠翼飞行试验，研究不同后掠角对机翼横横流转捩的影响，如图1（c）所示。该次试验采用的层流翼套考虑了同时减小弦向不稳定波（TS）扰动和横流扰动（CF）。在单侧机翼改装一个上翼面60%弦长、下翼面10%弦长的翼套，翼套的翼型在F-14原翼型的基础上进行修型；另一侧改装与原翼型相同的翼套。翼套沿展向布置4个压力测量剖面，3个热膜测量剖面来进行压力分布及转捩位置的测量。通过该飞行试验，对引起转捩的不稳定性机理进行了研究[4]。
1990年，NASA发起了高速民用运输机（HSCT）计划，其关键技术是超音速层流控制技术（SLFC），使用两架F-16XL飞机进行层流机翼翼套飞行试验。在机翼上安装多孔吸气翼套，如图1（d）所示。
2005年至2013年，美国Texas A&M飞行研究室在一架Cessna O-2A飞机的左机翼加装了一个后掠翼层流翼段，进行了高雷诺数低湍流度飞行状态精确控制飞行试验，如图1（e）所示。通过飞行试验，验证了通过飞机侧滑角精确控制翼段迎角的飞行试验方法。利用红外热成像技术在飞行试验中测量翼型表面边界层转捩，并提出了图像处理方法以及转捩位置判断准则。
2 层流翼套气动力测量方法
层流翼套的飞行试验主要目的是为了验证其在实际飞行条件下的气动特性。国外对此进行了大量的测试技术的研究，如图2所示。油流、压敏漆、压力分布、红外热成像、热膜、热线、激光粒子成像、边界层耙、尾流耙等测试手段已经在国外飞行试验中得到了应用，并对测量技术进行了验证和筛选。
NASA在F-18大迎角试验机进行了流态显示测量。试验时，在机头处改装流体喷射系统，测量前机身及机翼前缘的流线及附着线。通过该试验成功的测量了F-18在大迎角状态下前机身与机翼前缘的流线。
Lachendro在ATTAS试验机机翼表面采用PSP测量了典型剖面压力测量，测量结果与测压孔一致性较好。AIM项目在ATTAS喷气式飞机短舱附近表面进行了局部PSP压力测量，也得到了较理想的结果。
NASA在90年代进行的F-14变和F-16XL试验机边界层测量试飞试验中使用了边界层耙、热膜及液晶涂层技术，进行了不同测量方法对转捩测量的精准度的对比分析。NASA在F-16XL和F-18飞机上研究了超音速下和低速大攻角飞行状态下机身、机翼的压力分布及翼身融合处边条翼的涡系发展。
为了研究层流翼套的阻力，在A320的垂尾前缘加装层流翼套，在垂尾方向舵后缘加装了可移动尾流耙进行了飞行试验。飞行表明尾流耙的测量结果准确，结合红外热成像系统的转捩测量结果，该试验结果更加的可信。通过该飞行试验也提供了一种典型的尾流测量方法。
3 层流翼套试飞特点
层流翼套飞行试验从1934年至今，已经过几十年的发展，其气动力测量手段也在长期的飞行试验中得到了验证和筛选，但层流翼套气动力测量在飞行试验具体实施中还面临以下难点：
（1）翼套表面光洁度要求：层流翼套飞行试验对于翼套表面光洁度要求非常高。在翼套设计过程中，需要考虑翼套设计鲁棒性及翼套维护和清洁技术；（2）后掠角要求：在飞行试验中，应根据验证内容选择合适后掠角的试验机平台；（3）对试飞平台的影响：试验机加改装翼套后，其气动特性、飞行性能、操纵品质等均发生了改变，应对进行计算分析及校核，针对验证要求，完成试验机改装前后的对比分析，给出飞行限制；（4）飞行状态精确控制：层流翼套飞行试验中，如何精确的控制和调整飞行参数，以达到预计的试验状态，是保证翼套气动力飞行试验数据的真实、有效的一大难点。
4 展望
层流翼套飞行试验作为层流翼研究和层流技术验证的重要手段，能够为国内层流翼研究理论、数值计算及风洞试验验证提供数据支持，促进新型层流机翼设计研制，从而提高支线客机、大型干线客机的经济性和环保性，提升国内航空工业自主创新能力。
参考文献
[1]李权，段卓毅，张彦军，等.民用飞机自然层流机翼研究进展.航空工程进展，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.