王浩，鐘敏，華俊，鐘海，楊體浩，王猛，雷國東

1. 中國航空研究院 技術(shù)研究二部，北京 100012

2. 中國飛行試驗研究院 中航工業(yè)飛行仿真航空科技重點實驗室，西安 710089

3. 西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072

4. 航空工業(yè)空氣動力研究院 高速高雷諾數(shù)航空科技重點實驗室，沈陽 110034

綠色發(fā)展已經(jīng)成為航空業(yè)發(fā)展的趨勢和要求，國際航空運輸協(xié)會(The International Air Transport Association, IATA)在2020年初發(fā)布了《2050飛機(jī)技術(shù)路線圖》，概述和評估了未來可能的綠色航空技術(shù)，層流控制技術(shù)被認(rèn)為是最有前景的技術(shù)之一，并有望達(dá)到較高的技術(shù)成熟度[1]。跟據(jù)對大量計算和飛行試驗的結(jié)果分析，摩擦阻力可占民機(jī)總阻力的50%，層流流動的摩擦阻力遠(yuǎn)小于湍流流動，因而采用層流控制技術(shù)擴(kuò)大層流區(qū)是減阻的一個重要途徑[2]。在層流邊界層控制的研究中，逐步形成了自然層流控制、全層流控制和混合層流控制等3種技術(shù)[3-4]，其中自然層流技術(shù)是一種被動控制技術(shù)，不需要引入額外的能量，適用于機(jī)翼后掠角較小的飛行器中。

針對層流控制技術(shù)的發(fā)展，國內(nèi)外已經(jīng)進(jìn)行了大量的數(shù)值仿真研究，目前常用的轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法有eN方法[5-7]，經(jīng)驗關(guān)系式法[8]、低雷諾數(shù)湍流模型[9]和γ-Reθ t轉(zhuǎn)捩模型[10-12]，其中eN方法基于線性穩(wěn)定性理論，著重于從物理上描述邊界層中小擾動TS(Tollmien-Schlichting)波沿流向的線性放大過程，并根據(jù)經(jīng)驗選定判定轉(zhuǎn)捩發(fā)生的放大因子臨界值，可以預(yù)測低湍流度下沿流向的自然轉(zhuǎn)捩和分離流轉(zhuǎn)捩，在工程實踐中的應(yīng)用較為廣泛。

在自然和混合層流機(jī)翼方面國外開展了大量的風(fēng)洞和飛行試驗，并進(jìn)行了一定的商業(yè)化嘗試。美國國家航空航天局和波音公司于2018年基于CRM(Common Research Model)標(biāo)模分別在美國NTF(National Transonic Facility)風(fēng)洞和歐洲ETW(European Transonic Wind Tunnel)風(fēng)洞開展中等后掠角機(jī)翼的自然層流試驗，研究了不同雷諾數(shù)下TS波和CF(Cross Flow)波對轉(zhuǎn)捩的影響[13-14]。ATR(Avions de Transport Regional)公司和法國航空航天中心合作開展了未來支線飛機(jī)低阻層流機(jī)翼的試驗測試，在S1MA風(fēng)洞中進(jìn)行了雷諾數(shù)接近于真實飛行狀態(tài)的風(fēng)洞試驗[15]。波音公司曾在B757飛機(jī)上開展了混合層流減阻研究[16]，NASA開展的SARGE(Subsonic Aircraft Roughness Glove Experiment)項目，在G-II飛機(jī)上進(jìn)行了亞聲速飛機(jī)離散粗糙元翼套試驗研究[17-18]。歐盟在SAAB2000飛機(jī)的機(jī)翼上進(jìn)行了混合層流翼套控制飛行試驗[19]，并在A320垂尾上進(jìn)行了混合層流控制的飛行驗證[2]。空客在BLADE(Breakthrough Laminar Aircraft Demonstrator in Europe)項目中，采用A340作為載機(jī)，將外翼段替換為后掠角較小的自然層流機(jī)翼，評估大型客機(jī)上引入層流機(jī)翼技術(shù)的可行性。Honda Jet輕型公務(wù)機(jī)采用自然層流機(jī)翼，在2003年進(jìn)行了首飛，達(dá)到了預(yù)期的設(shè)計目標(biāo)[20-21]。國內(nèi)張彥軍[22]、艾夢琪[23]等開展了一系列風(fēng)洞試驗研究，但國內(nèi)之前尚未開展層流機(jī)翼的飛行試驗，對相關(guān)數(shù)據(jù)的對比分析研究也較為罕見，特別是缺少對仿真、風(fēng)洞試驗和飛行試驗三者間的對比分析。

近期，國內(nèi)層流翼套飛行測試團(tuán)隊進(jìn)行了自然和混合層流機(jī)翼翼套的設(shè)計、數(shù)值仿真、風(fēng)洞試驗、飛機(jī)改裝和飛行試驗的相關(guān)探索并陸續(xù)發(fā)表有關(guān)研究內(nèi)容[24-26]，數(shù)值仿真可以為試驗研究提供預(yù)評估結(jié)果。本文主要針對該項目中的自然層流機(jī)翼翼套的數(shù)值仿真、風(fēng)洞試驗和飛行試驗的結(jié)果開展對比分析，并且通過數(shù)值分析結(jié)果與試驗結(jié)果、特別是中國首次自主開展的層流飛行實測數(shù)據(jù)的對比和數(shù)據(jù)相關(guān)性分析，驗證本項目的數(shù)值方法，為今后開展自然層流機(jī)翼的仿真、設(shè)計和試驗研究及工程化開發(fā)提供參考。

1 飛行試驗機(jī)、風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ秃蛿?shù)值仿真方法

1.1 飛行試驗機(jī)和風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ?/h3>

飛行試驗使用了某小型民用飛機(jī)作為原型機(jī)，為直線型下單翼，后掠式垂直尾翼帶大背鰭，發(fā)動機(jī)安裝形式為尾吊，便于翼套的安裝和轉(zhuǎn)捩的測量。在原型機(jī)的單側(cè)機(jī)翼上安裝自然層流翼套，翼套的設(shè)計基本保持兩側(cè)機(jī)翼載荷的平衡。加裝翼套的層流機(jī)翼翼套飛行試驗機(jī)半模如圖1所示，翼套的控制面位于展向3.36 m和展向4.36 m，翼套展向長度為1 m，展向3.36 m位置處的弦長為2.37 m，展向4.46 m位置處的弦長為2.12 m，相較原始機(jī)翼前伸0.25 m；過渡段的兩個控制剖面分別位于2.91 m和4.69 m，內(nèi)過渡段長度為0.45 m，外過渡段長度為0.33 m，翼套與過渡段的長度之和為1.78 m，約占半展長的21%。翼套后掠角與機(jī)翼外翼段后掠角一致均為5度，試驗中翼套的當(dāng)?shù)乩字Z數(shù)約為12×106～18×106，轉(zhuǎn)捩主要受TS波擾動造成，橫流的影響較小。

圖1 自然層流機(jī)翼翼套飛行試驗機(jī)

層流機(jī)翼翼套采用復(fù)合材料加工，通過紅外熱成像的方式進(jìn)行邊界層轉(zhuǎn)捩的測量，試驗過程中通過表面加熱的方式獲得機(jī)翼上表面質(zhì)量較高的紅外熱圖[25]。飛行測試翼套如圖2所示。

圖2 自然層流機(jī)翼翼套測試區(qū)域

在展向3.623 m位置處從前緣至60%當(dāng)?shù)叵议L布置19個測壓點，記為S3測壓剖面；在展向4.303 m處從前緣至60%當(dāng)?shù)叵议L布置18個測壓點，記為S2測壓剖面；考慮到測壓孔的擾動會引起轉(zhuǎn)捩，在S3測壓剖面從16.2%當(dāng)?shù)叵议L到60%當(dāng)?shù)叵议L沿斜向與S3剖面成18°角布置了9個測壓點，記為S1測壓剖面。由于更換混合層流控制的吸氣前緣所需，層流翼套在18%當(dāng)?shù)叵议L處，存在一條接縫，通過手工處理使其表面粗糙度和波紋度盡量滿足自然層流的要求。根據(jù)試驗機(jī)的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)測量所得，自然層流機(jī)翼翼套飛行試驗的部分典型工況如表1所示。

表1 自然層流機(jī)翼翼套飛行試驗典型工況

在飛行試驗前，截取翼套中間部位翼型開展了風(fēng)洞試驗研究，風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ蜋C(jī)翼翼型與自然層流翼套S2和S3測壓剖面翼型的對比如圖3所示(為便于對比，厚度方向有放大)，為適應(yīng)機(jī)翼扭轉(zhuǎn)角，內(nèi)側(cè)的S3測壓剖面的當(dāng)?shù)毓ソ锹源笥谕鈧?cè)的S2測壓剖面。設(shè)計加工了簡單后掠機(jī)翼的風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ?圖4)。

圖3 自然層流機(jī)翼翼套翼型

圖4 自然層流機(jī)翼翼套風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ?/p>

風(fēng)動試驗?zāi)Ｐ蜋C(jī)翼展長為900 mm，弦長為300 mm，前緣后掠角為5°。為與飛行試驗和仿真結(jié)果更好的進(jìn)行對比，在展向450、600、750 mm 處分別沿斜向與機(jī)身軸線成18°角布置測壓孔。該模型在FL-3風(fēng)洞開展了自然層流風(fēng)洞試驗，在內(nèi)外測壓剖面之間的區(qū)域采用紅外熱圖的方式進(jìn)行轉(zhuǎn)捩測量，風(fēng)洞試驗工況如表2所示。

表2 自然層流機(jī)翼翼套風(fēng)洞試驗工況

1.2 數(shù)值仿真方法

數(shù)值仿真流程采用的計算流體力學(xué)(CFD)求解器為中國航空研究院的雷諾平均Navier-Stokes (RANS)求解器AVICFD-Y，采用的湍流模型為SST。

進(jìn)行轉(zhuǎn)捩分析時采用的是基于線性穩(wěn)定性理論的eN方法，結(jié)合CFD求解器得到的機(jī)翼截面幾何信息、壓力信息、當(dāng)?shù)睾舐咏恰ⅠR赫數(shù)(Ma)、雷諾數(shù)，基于錐形流假設(shè)，求解層流邊界層方程，獲得邊界層的基本解[27]，進(jìn)而求解四階可壓縮Orr-Sommerfeld方程進(jìn)行穩(wěn)定性分析，求解得到擾動放大因子(N)，當(dāng)N達(dá)到經(jīng)驗所得的轉(zhuǎn)捩閾值(Ncr)時可以認(rèn)為發(fā)生轉(zhuǎn)捩，從而獲得轉(zhuǎn)捩位置，計算中風(fēng)洞試驗的Ncr定為6.5，而飛行試驗的Ncr定為10；將求解得到的轉(zhuǎn)捩信息通過強制給定轉(zhuǎn)捩位置的方式代回到CFD求解器中，重新進(jìn)行流場計算獲得壓力信息，并重新進(jìn)行轉(zhuǎn)捩分析獲得新的轉(zhuǎn)捩位置，直到轉(zhuǎn)捩位置的變化滿足收斂條件為止[6]。計算流程如圖5所示。

圖5 計算流程圖

數(shù)值計算采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，飛行試驗機(jī)網(wǎng)格節(jié)點數(shù)為1 000萬，邊界層內(nèi)第一層網(wǎng)格高度為0.000 001 m，增長率為1.15，機(jī)翼沿弦向一周的網(wǎng)格節(jié)點數(shù)為201，飛行試驗機(jī)的計算模型網(wǎng)格如圖6所示；風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ途W(wǎng)格節(jié)點數(shù)為400萬，邊界層內(nèi)第一層網(wǎng)格高度為0.000 002 m，增長率為1.2，機(jī)翼沿弦向一周的網(wǎng)格節(jié)點數(shù)為265，風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ偷挠嬎隳Ｐ途W(wǎng)格如圖7所示。計算狀態(tài)以翼套的設(shè)計狀態(tài)馬赫數(shù)0.6，攻角0°為主，兼顧其他試驗和飛行狀態(tài)。

圖6 飛行試驗機(jī)計算模型網(wǎng)格

圖7 風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ陀嬎隳Ｐ途W(wǎng)格

2 數(shù)值仿真和風(fēng)洞試驗結(jié)果對比

2.1 壓力系數(shù)分布

機(jī)翼各截面數(shù)值仿真與風(fēng)洞試驗的壓力系數(shù)(Cp)分布對比如圖8和圖9所示，其中Pt為總壓，風(fēng)洞測壓結(jié)果與數(shù)值仿真的一致性較好。

圖8 Pt=0.1 MPa、Ma=0.6時機(jī)翼截面壓力系數(shù)分布

圖9 Pt=0.2 MPa、Ma=0.6時機(jī)翼截面壓力分布

2.2 轉(zhuǎn)捩位置

風(fēng)洞試驗經(jīng)過處理可以得到規(guī)整的紅外熱圖，利用梯度算法計算熱圖的灰度梯度場，并計算弦向和展向的合成梯度絕對值，利用梯度最大值判斷每個展向剖面的轉(zhuǎn)捩位置，得到一組轉(zhuǎn)捩點站位數(shù)據(jù)。利用統(tǒng)計方法得到這些轉(zhuǎn)捩點站位在整個弦向坐標(biāo)(0～1.0)內(nèi)的概率密度分布曲線，根據(jù)最大概率密度指示轉(zhuǎn)捩位置。根據(jù)數(shù)值仿真分析的結(jié)果，在中間翼段沿展向轉(zhuǎn)捩點的弦向位置變化不大，以y=600 mm的截面為例，對比不同狀態(tài)時數(shù)值仿真和風(fēng)洞試驗機(jī)翼轉(zhuǎn)捩位置(xtr/c)隨攻角的變化曲線，如圖10所示。各種工況下，在小攻角和大攻角時，轉(zhuǎn)捩位置隨攻角變化較小，數(shù)值仿真得到的轉(zhuǎn)捩位置較風(fēng)洞試驗結(jié)果靠前，更接近翼套設(shè)計轉(zhuǎn)捩位置。該仿真方法在風(fēng)洞狀態(tài)小雷諾數(shù)時會得到層流分離泡，從而轉(zhuǎn)捩預(yù)測結(jié)果較風(fēng)洞試驗靠前。隨著攻角的增大，從某個攻角開始轉(zhuǎn)捩位置會迅速前移，數(shù)值仿真得到的轉(zhuǎn)捩位置開始迅速前移的攻角較風(fēng)洞試驗結(jié)果更大。對比不同風(fēng)洞總壓即不同雷諾數(shù)時的結(jié)果，可以發(fā)現(xiàn)當(dāng)總壓即雷諾數(shù)增大后，在較小攻角時風(fēng)洞試驗測得的轉(zhuǎn)捩位置就開始較為顯著的隨攻角增大而前移，在0°攻角時已前于飛行雷諾數(shù)的設(shè)計轉(zhuǎn)捩位置。風(fēng)洞試驗和數(shù)值仿真兩者轉(zhuǎn)捩位置變化的趨勢存在一定差異，原因可能為轉(zhuǎn)捩位置對風(fēng)洞品質(zhì)、表面質(zhì)量等因素較為敏感，導(dǎo)致風(fēng)洞試驗中的轉(zhuǎn)捩位置較仿真結(jié)果在更小的攻角時即發(fā)生前移，增壓后風(fēng)洞品質(zhì)進(jìn)一步的變化促使轉(zhuǎn)捩位置前移的攻角進(jìn)一步減小，目前仿真分析方法尚無法對暫沖式增壓風(fēng)洞紊流度進(jìn)行準(zhǔn)確的模擬。后續(xù)對紅外熱圖的分析也可以得到類似結(jié)論，有必要進(jìn)一步進(jìn)行研究確認(rèn)。

圖10 轉(zhuǎn)捩位置隨攻角的變化曲線

對比Ma=0.6、攻角=0°時不同總壓風(fēng)洞試驗得到的紅外熱圖與數(shù)值仿真得到的摩阻云圖，如圖11所示，不同總壓下仿真得到的轉(zhuǎn)捩位置基本一致，且沿展向基本無變化。對于風(fēng)洞試驗得到的紅外熱圖，機(jī)翼表面存在較多湍流楔，主要為模型表面測壓孔和灰塵等引起，在總壓為0.1 MPa 時可以觀察到明確的轉(zhuǎn)捩線，獲得可靠的轉(zhuǎn)捩位置；在增壓至0.2 MPa時機(jī)翼表面湍流楔迅速增多，推斷此時試驗測得的轉(zhuǎn)捩位置較早前移可能與風(fēng)洞增壓后品質(zhì)改變有關(guān)，有待進(jìn)一步研究確認(rèn)。

圖11 風(fēng)洞試驗紅外熱圖與數(shù)值仿真摩阻系數(shù)云圖對比

3 數(shù)值仿真和飛行試驗結(jié)果對比

3.1 壓力系數(shù)分布

飛行試驗中飛行器的氣動力需要通過換算得出，因此通過對比壓力系數(shù)分布可以更好的保證數(shù)值仿真與飛行試驗狀態(tài)的一致性，但飛行試驗中壓力系數(shù)分布的獲取需要確定更為準(zhǔn)確的參考靜壓。試驗過程中在機(jī)身最大截面處側(cè)面舷窗開孔測量的機(jī)身靜壓和機(jī)頭處空速管測量的機(jī)頭靜壓，作為對翼套壓力數(shù)據(jù)進(jìn)行無量綱化的參考壓力，同時根據(jù)飛行試驗機(jī)的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)測得的氣壓高度結(jié)果可以求得相應(yīng)的理論靜壓，也可以作為參考壓力。幾種不同參考壓力的對比如表3所示,Ma=0.6、攻角=0°時機(jī)身靜壓與理論靜壓較為接近，但Ma=0.46，攻角=2°時機(jī)身靜壓減小較為明顯；機(jī)頭靜壓在攻角變化時相對穩(wěn)定，顯著大于機(jī)身靜壓和理論靜壓。

表3 不同方法得到的參考壓力

以外側(cè)的S2測壓剖面為例，對比不同靜壓值作為參考壓力時仿真和飛行試驗的壓力系數(shù)分布，如圖12和圖13所示，其中H表示飛行高度。在Ma=0.6，攻角=0°的設(shè)計狀態(tài)下，機(jī)身靜壓和理論靜壓作為參考壓力，數(shù)值仿真和飛行試驗的壓力系數(shù)分布均可以取得較好的一致性，采用機(jī)頭靜壓作為參考壓力時，仿真和飛行試驗的壓力系數(shù)分布差異較大。當(dāng)Ma減小到0.46，攻角增大為2°時，相較于機(jī)頭靜壓和機(jī)身靜壓，理論靜壓作為參考壓力時飛行試驗和數(shù)值仿真的壓力系數(shù)分布的一致性更好。仿真與飛行試驗的攻角差值約為0.3°。

圖12 H=7 000 m、Ma=0.60、攻角=0°時數(shù)值仿真與飛行試驗S2截面壓力系數(shù)分布

3.2 轉(zhuǎn)捩位置

以H=7 000 m、Ma=0.60、攻角=0°，H=7 000 m、Ma=0.46、攻角=2°和H=6 000 m、Ma=0.60、攻角=0°的狀態(tài)為例，飛行試驗機(jī)翼上表面紅外熱圖(左)和數(shù)值仿真摩阻系數(shù)云圖(右)的對比如圖14所示。兩圖中黑點及虛線從前緣向后分別標(biāo)記0.05、0.16、0.20、0.25、0.30、0.35、0.40和0.45倍當(dāng)?shù)叵议L的位置，紅外熱圖中藍(lán)色實線標(biāo)識出飛行試驗測量得到的轉(zhuǎn)捩位置。可以發(fā)現(xiàn)，在Ma=0.6，攻角=0°的設(shè)計狀態(tài)，飛行中S2、S3截面前緣處的測壓孔誘導(dǎo)出兩個湍流楔，在湍流楔的影響區(qū)域之間存在大范圍的層流區(qū)，此時仿真結(jié)果和試驗結(jié)果一致性很好，轉(zhuǎn)捩均發(fā)生在約0.45倍弦長位置附近；在Ma=0.46，攻角=2°的非設(shè)計狀態(tài)，轉(zhuǎn)捩發(fā)生在接縫之前，此時仿真結(jié)果和飛行試驗結(jié)果也較為接近。對于圖14(c) 所示的設(shè)計馬赫數(shù)和攻角，當(dāng)飛行高度降低為6 000 m時，雷諾數(shù)增大到17.8×106，此時層流機(jī)翼翼套仍然可以保持0.45倍弦長左右的層流區(qū)，同時也進(jìn)一步說明暫沖式風(fēng)洞在增壓時的流場品質(zhì)對轉(zhuǎn)捩位置測量具有一定影響。

圖14 飛行試驗紅外熱圖與數(shù)值仿真摩阻系數(shù)云圖對比

選取翼套展向y=3.932 m位置的中間截面記為T1截面，如圖14(b)右圖所示，分析其擾動放大因子的變化過程，不同狀態(tài)時的結(jié)果如圖15所示。對應(yīng)不同高度即不同雷諾數(shù)，Ma=0.6，攻角=0°的設(shè)計狀態(tài)下，受較大的順壓梯度的影響，TS波擾動放大因子(NTS)增長均較慢，直到0.45倍弦長之后，較大的逆壓梯度才導(dǎo)致其迅速增長引發(fā)轉(zhuǎn)捩；此時在上翼面順壓區(qū)NTS均較小，多處于2以下。在馬赫數(shù)0.46，攻角=2°時(圖15(b))，在前緣附近NTS即迅速增長導(dǎo)致在接縫前發(fā)生轉(zhuǎn)捩，穩(wěn)定性分析的結(jié)果與飛行測量也有很好的一致性。結(jié)合圖12～圖15結(jié)果進(jìn)行分析，攻角=0°時順壓較為顯著，此時擾動的放大速度較慢，故圖14(a)和圖14(c)中翼套上表面沿展向均在45%弦長附近發(fā)生轉(zhuǎn)捩；攻角=2°時順壓梯度較小，此時擾動的放大速度較快，轉(zhuǎn)捩對壓力分布較為敏感，因此圖14(b)中數(shù)值仿真得到的翼套上表面轉(zhuǎn)捩位置會沿展向變化。

圖15 T1截面NTS變化過程

3.3 截面阻力

選取部分自然層流區(qū)較長的飛行試驗狀態(tài)，在T1截面后方布置尾流耙測量截面阻力，分別進(jìn)行自然轉(zhuǎn)捩和6%弦長處強制轉(zhuǎn)捩的飛行試驗，研究自然轉(zhuǎn)捩技術(shù)的減阻效果，涉及的飛行試驗狀態(tài)如表4所示。

表4 截面阻力系數(shù)測量飛行試驗工況

根據(jù)數(shù)值仿真結(jié)果進(jìn)行分析時，考慮到翼套僅對上翼面進(jìn)行了特殊處理，進(jìn)行紅外測量，因此僅在翼套上翼面進(jìn)行自然轉(zhuǎn)捩分析，其余部分均按照全湍進(jìn)行處理。采用尾跡動量損失積分法計算阻力，阻力系數(shù)計算公式為

(1)

式中：c為截面弦長；Cf為尾跡截面單位長度上的無量綱動量損失，具體可以參考文獻(xiàn)[28]。為與飛行試驗保持一致，在截面后方0.12倍弦長的位置截取數(shù)據(jù)求解截面阻力，數(shù)值仿真結(jié)果與飛行試驗結(jié)果的對比如表5所示。從表中可以看出，同樣狀態(tài)時，數(shù)值仿真的自然轉(zhuǎn)捩和強制轉(zhuǎn)捩的截面阻力系數(shù)差值在0.001 2～0.001 6之間，飛行試驗結(jié)果在0.001 3～0.001 6之間，二者結(jié)果一致性很好，差別約為0～0.000 2。

表5 飛行試驗與數(shù)值仿真截面阻力系數(shù)減小量

4 結(jié) 論

1) 建立了自然層流機(jī)翼數(shù)值仿真的CFD-流動穩(wěn)定性分析流程，針對自然層流機(jī)翼翼套飛行試驗機(jī)和縮比風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ烷_展了設(shè)計驗證和典型試驗狀態(tài)仿真，多數(shù)狀態(tài)下數(shù)值仿真和風(fēng)洞試驗的壓力系數(shù)分布具有較好的一致性，和飛行試驗壓力分布的對比取得了更好的一致性。

2) 研究中發(fā)現(xiàn)，風(fēng)洞總壓為0.1 MPa時，雷諾數(shù)為300萬量級，數(shù)值仿真得到的轉(zhuǎn)捩位置隨攻角的變化規(guī)律與風(fēng)洞試驗結(jié)果一致，轉(zhuǎn)捩位置相對風(fēng)洞試驗靠前，更接近翼套的設(shè)計轉(zhuǎn)捩位置；風(fēng)洞增壓為0.2 MPa時，雷諾數(shù)增大為600萬量級，風(fēng)洞來流紊流度也隨之增大，機(jī)翼表面出現(xiàn)大量的湍流楔，影響了風(fēng)洞試驗對轉(zhuǎn)捩位置的測量。

3) 對于飛行測試的壓力分布，對比了不同參考靜壓源的結(jié)果：相較于機(jī)頭處靜壓和機(jī)身最大截面處靜壓，飛行試驗機(jī)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)測量的氣壓高度對應(yīng)的理論靜壓作為參考壓力時得到的壓力系數(shù)分布與數(shù)值仿真結(jié)果更為一致，作為對比數(shù)據(jù)更為合理，此時數(shù)值仿真得到的壓力系數(shù)分布和飛行試驗結(jié)果具有良好的一致性。

4) 在翼套設(shè)計馬赫數(shù)0.6，攻角0°附近，數(shù)值仿真得到的轉(zhuǎn)捩位置和飛行試驗結(jié)果高度一致；在雷諾數(shù)達(dá)到1 800萬量級時機(jī)翼上翼面也可以實現(xiàn)45%左右的層流區(qū)；在較低的馬赫數(shù)較大攻角時，仿真預(yù)測的轉(zhuǎn)捩發(fā)生在接縫之前，也與飛行測試重合良好。

5) 同樣狀態(tài)下數(shù)值仿真計算得到的采用層流技術(shù)帶來的截面阻力減小量與飛行測量結(jié)果基本一致，兩者差別在0～0.000 2之間。