简介

翼型指飞机机翼或尾翼的横剖面形状。低阻层流翼型是为使翼表面的附面层保持大范围的层流，借以减小阻力而设计的翼型。流线型良好的翼型在小迎角下的阻力主要是摩擦阻力，由于层流摩阻比紊流摩阻小，所以扩大翼表面的层流区域，推迟转捩可以减小翼型的最小阻力。例如在相同雷诺数(6×106)下，普通翼型NACA0012的最小阻力系数为0.0058，层流翼型NACA651-012的则仅为0.0040。翼表面的顺压流动有利于保持层流，通过解析方法可以使翼型具有理想的压力分布，从而保持大范围的层流，成为低阻层流翼型。

低阻翼型外形特点是最大厚度靠后，前缘半径较小，这意味最小压力位置后移。由于理想的压力分布只是在一定的迎角范围(相应于设计升力系数附近)内才能实现，因此低阻特性也有范围，超出这个范围时，阻力将迅速增加(见右图)。翼型厚度愈小，低阻范围愈窄。为了保持层流，翼表面粗糙度必须很小，要求气动光滑，这给层流机翼的表面加工和维护带来困难。实际飞行时，由于气流的三维效应以及发动机、螺旋桨和其它部件的干扰，机翼的层流特性是很容易破坏的。

层流翼型的压力分布比较平坦，一般不存在负压峰，这对提高临界马赫数有利。所以层流翼型比较适合高亚音速飞行，是成功的亚音速翼型。目前仍在广泛的使用中。1

层流减阻原理层流减阻技术包括控制层流减阻技术和自然层流减阻技术两类。

控制层流减阻技术控制层流减阻技术的本质是通过改变局部流动来控制流体动力，延缓气流的分离，从而达到减小阻力的目的。在机翼表面加实体鼓包是常用的控制层流减阻方法。实体鼓包是一个凸起的形面，为了便于进行加工和维护，实体鼓包一般加在机翼的上表面。实体鼓包的减阻原理是：在一定条件下它可以减小翼型上表面激波的强度，从而使总压的损失降低。加装实体鼓包是一种经济、有效、且加工维护方便的控制层流减阻技术。由于目前控制层流减阻技术还不够成熟，且维护成本较高，在实际设计和生产中还无法得到广泛的应用。

自然层流减阻技术自然层流(Natural Laminar Flow, NLF)减阻技术是指通过对翼型以及机翼的优化设计使得机翼表面附面层保持大面积的层流，从而达到减小阻力的目的。随着近年来航空材料工艺和制造技术的发展，在设计出满足飞机气动性能要求的翼型基础上，加入自然层流减阻设计己经能够实现。这样便出现了气动性能更加优良的自然层流翼型的概念，其优良的气动特性预示了其光辉的应用前景。2

层流翼型的发展与应用从1930年开始，一批空气动力学家在理论和试验研究的基础上提出了层流翼型设计这一概念。层流翼型是指在正常使用的迎角范围内，翼型上表面的顺压梯度能保持到较大的弦长范围，而且没有负压力峰，使附面层流动能保持较长层流段的翼型。层流翼型的设计方法与超临界翼型设计方法比较接近。美国航空咨询委员会(National Advisory Committee for Aeronautics,NACA)在1945年左右发布了新的翼型族NACA1系-7系翼型，其中NACA6系层流翼型最为成功，在高速飞机上得到了广泛的应用。NACA 6系层流翼型的基本厚度分布是根据所需要的雷诺数、临界马赫数以及最大升力系数设计的，该系翼型的中弧线则是根据预定的载荷分布设计的。其设计思想是尽量使翼型上的最低压力点向后靠，以加长顺压梯度段的长度，努力保持翼型的边界层为层流，以达到降低翼型总摩擦阻力的目的。NACA6系和改进的NACA 6A系层流翼型后来被广泛应用于高亚声速飞机和超声速飞机上。

本田公司研制出的Honda Jet型公务机，己经成功的使用自然层流技术设计的机翼。大量的分析和风洞试验表明，Honda Jet的NLF机翼实现了对机翼阻力的有效降低。在机翼表面的层流越大，其阻力变得越小。为了取得较大的层流，Honda Jet机翼采用了整体机翼成型技术，尽可能的减少了部件数量。此外，机翼的前缘结构也能够降低大约13.5%的阻力。

Aerion公司的Aerion SBJ是即将投入生产和使用的超声速自然层流公务机，该公司的技术团队应用自然层流技术设计出了无后掠超声速机翼。技术主管特蕾西声称，他们设计的这种超声速机翼，上表面层流覆盖面积能达到70%，下表面能达到100%。这种设计方案的另外一个优点在于，由于不采用后掠机翼，飞机低速气动性能要远远高于大多数采用箭形机翼或者三角翼布局的超声速商务公务机，这将大大缩短该飞机的起飞和着陆距离。采用层流机翼设计的该超声速商务公务机仅需要1800米长的跑道即可实现飞机的起降。此外，飞机在起飞和着陆阶段的低阻力性能还意味着它的动力需求更低，起飞着陆时噪声也更低。

欧洲TELFONA项目设计出了一个开创性的机翼，来评估欧洲跨声速风洞(EuropeanTransonic Wind tunnel, ETW)的湍流和噪声对层流边界层产生的影响。机翼的前缘后掠角为18°，设计马赫数是0.78，设计雷诺数是2×10^7。第一步，设计了有限后掠机翼的2.5 D压力分布。在迭代过程中，使用了FLOWer软件的反向设计功能以及Schrauf的LILO层流边界层稳定性求解器，求出了满足上述跨声速层流翼型的设计要求。第二步，在反向设计循环中，2.5D压力分布被用作全3D机翼的设计目标。在机翼外形的反向设计过程中，考虑了机舱和整流罩的影响。设计的基本目标是：在机翼30%到70%展长之间，使等压线平行于机翼当地弦线，以获取一个可靠的转捩点。ETW实验在2008年进行。2