未来大型客机的减阻与激波控制

This project aims to achieve substantial drag reduction and therfore emission reduction for large transport aircraft. The research focuses on the understanding of the mechanicsm of shock control and the relationship among sweep angle, drag rise, and transition on the wing. By unlocking the so far fixed sweep back angle(about 30 deg), natural laminar flow becomes more feasible if the shock wave can be effectively controlled. Further insight into the associated fluid dynamics problems is crucial for potential designs for practical applications. To achieve this, the project will invlove research activities in natural laminer flow wing study including flow transition prediction, shock control mechanism and its effects on wave drag rise, relationship among wing sweep angle, transition location,and drag rise, using computational, experimental and analytical tools available to the team.

本项目针对未来大型客机的发展趋势，研究在不牺牲现代大型客机飞行速度的前提下，通过利用激波控制及自然层流以达到可观的飞机减阻，进而减少燃油的消耗及有害气体的排放。在气动布局方面，将打破跨音速机翼设计中采用较大后掠角（约30°）的常规，通过精细地权衡阻力发散马赫数与摩擦阻力，探索把后掠角降到20°及20°以下的可能性，以实现跨音速自然层流机翼的设计从而有效的减小摩擦阻力。并且，后掠角的减小还会导致结构重量的减轻，从而进一步体现为阻力的降低。而放松后掠角限制导致的激波强度增加，从而产生的波阻提高，将通过探索有效的激波控制技术加以解决。本项目的主要科学问题是激波控制，自然层流，及后掠角之间的关系，以及它们相互之间的敏感性。

本项目针对层流机翼设计和激波控制中的减阻机理、控制规律和方法等开展了基础性的研究工作。按照项目申请书的研究计划，通过开展激波控制与层流转捩的风洞实验和相应数值模拟，研究了在小后掠自然层流机翼上三维激波控制鼓包的流动机理和转捩延迟与激波控制的共存机理；构建了带转捩预测的鲁棒性气动优化平台，完成了激波控制和层流化之间的共存机理研究；应用客机多学科综合分析方法对自然层流机翼客机和传统客机进行对比分析，评估激波抑制鼓包的层流机翼带来的重量和油耗效益。具体执行情况如下：.1)为了便于数值实验和风洞实验结果相互验证，确定了跨音速实壁条件下的实验方案，完成了实验模型的设计和加工；.2)在气动中心高速所0.6mx0.6m跨声速风洞FL-21构建了风洞试验综合验证平台，采用PIV、TSP等技术对流场进行了精细的测量，获得了激波强度、转捩位置、流动分离区域等高精度的实验数据；.3)发展了多种几何参数化和快速动网格技术，构建了带自由转捩预测模型的数值模拟技术，完成了带激波控制鼓包的翼型/机翼的多点和鲁棒优化设计；.4)通过耦合自由转捩预测模型的伴随方法，对自然层流机翼减少后掠角进行了优化设计；.5)在客机多学科综合分析框架下，综合考虑结构设计等学科的要求，对机翼后掠角减少所带来的重量减小和燃油消耗减少进行了探讨。. 本项目按计划推进，各阶段任务顺利完成。