簡介
翼型指飛機機翼或尾翼的橫剖面形狀。低阻層流翼型是為使翼表面的附面層保持大範圍的層流，藉以減小阻力而設計的翼型。流線型良好的翼型在小迎角下的阻力主要是摩擦阻力，由於層流摩阻比紊流摩阻小，所以擴大翼表面的層流區域，推遲轉捩可以減小翼型的最小阻力。例如在相同雷諾數(6×10)下，普通翼型NACA0012的最小阻力係數為0.0058，層流翼型NACA65-012的則僅為0.0040。翼表面的順壓流動有利於保持層流，通過解析方法可以使翼型具有理想的壓力分布，從而保持大範圍的層流，成為低阻層流翼型。
低阻翼型低阻翼型外形特點是最大厚度靠後，前緣半徑較小，這意味最小壓力位置後移。由於理想的壓力分布只是在一定的迎角範圍(相應於設計升力係數附近)內才能實現，因此低阻特性也有範圍，超出這個範圍時，阻力將迅速增加(見右圖)。翼型厚度愈小，低阻範圍愈窄。為了保持層流，翼表面粗糙度必須很小，要求氣動光滑，這給層流機翼的表面加工和維護帶來困難。實際飛行時，由於氣流的三維效應以及發動機、螺旋槳和其它部件的干擾，機翼的層流特性是很容易破壞的。
層流翼型的壓力分布比較平坦，一般不存在負壓峰，這對提高臨界馬赫數有利。所以層流翼型比較適合高亞音速飛行，是成功的亞音速翼型。目前仍在廣泛的使用中。
層流減阻原理
層流減阻技術包括控制層流減阻技術和自然層流減阻技術兩類。
控制層流減阻技術
控制層流減阻技術的本質是通過改變局部流動來控制流體動力，延緩氣流的分離，從而達到減小阻力的目的。在機翼表面加實體鼓包是常用的控制層流減阻方法。實體鼓包是一個凸起的形面，為了便於進行加工和維護，實體鼓包一般加在機翼的上表面。實體鼓包的減阻原理是：在一定條件下它可以減小翼型上表面激波的強度，從而使總壓的損失降低。加裝實體鼓包是一種經濟、有效、且加工維護方便的控制層流減阻技術。由於目前控制層流減阻技術還不夠成熟，且維護成本較高，在實際設計和生產中還無法得到廣泛的套用。
自然層流減阻技術
自然層流(Natural Laminar Flow, NLF)減阻技術是指通過對翼型以及機翼的最佳化設計使得機翼表面附面層保持大面積的層流，從而達到減小阻力的目的。隨著近年來航空材料工藝和製造技術的發展，在設計出滿足飛機氣動性能要求的翼型基礎上，加入自然層流減阻設計己經能夠實現。這樣便出現了氣動性能更加優良的自然層流翼型的概念，其優良的氣動特性預示了其光輝的套用前景。
層流翼型的發展與套用
從1930年開始，一批空氣動力學家在理論和試驗研究的基礎上提出了層流翼型設計這一概念。層流翼型是指在正常使用的迎角範圍內，翼型上表面的順壓梯度能保持到較大的弦長範圍，而且沒有負壓力峰，使附面層流動能保持較長層流段的翼型。層流翼型的設計方法與超臨界翼型設計方法比較接近。美國航空諮詢委員會(National Advisory Committee for Aeronautics,NACA)在1945年左右發布了新的翼型族NACA1系-7系翼型，其中NACA6系層流翼型最為成功，在高速飛機上得到了廣泛的套用。NACA 6系層流翼型的基本厚度分布是根據所需要的雷諾數、臨界馬赫數以及最大升力係數設計的，該系翼型的中弧線則是根據預定的載荷分布設計的。其設計思想是儘量使翼型上的最低壓力點向後靠，以加長順壓梯度段的長度，努力保持翼型的邊界層為層流，以達到降低翼型總摩擦阻力的目的。NACA6系和改進的NACA 6A系層流翼型後來被廣泛套用於高亞聲速飛機和超聲速飛機上。
本田公司研製出的Honda Jet型公務機，己經成功的使用自然層流技術設計的機翼。大量的分析和風洞試驗表明，Honda Jet的NLF機翼實現了對機翼阻力的有效降低。在機翼表面的層流越大，其阻力變得越小。為了取得較大的層流，Honda Jet機翼採用了整體機翼成型技術，儘可能的減少了部件數量。此外，機翼的前緣結構也能夠降低大約13.5%的阻力。
Aerion公司的Aerion SBJ是即將投入生產和使用的超聲速自然層流公務機，該公司的技術團隊套用自然層流技術設計出了無後掠超聲速機翼。技術主管特蕾西聲稱，他們設計的這種超聲速機翼，上表面層流覆蓋面積能達到70%，下表面能達到100%。這種設計方案的另外一個優點在於，由於不採用後掠機翼，飛機低速氣動性能要遠遠高於大多數採用箭形機翼或者三角翼布局的超聲速商務公務機，這將大大縮短該飛機的起飛和著陸距離。採用層流機翼設計的該超聲速商務公務機僅需要1800米長的跑道即可實現飛機的起降。此外，飛機在起飛和著陸階段的低阻力性能還意味著它的動力需求更低，起飛著陸時噪聲也更低。
歐洲TELFONA項目設計出了一個開創性的機翼，來評估歐洲跨聲速風洞(EuropeanTransonic Wind tunnel, ETW)的湍流和噪聲對層流邊界層產生的影響。機翼的前緣後掠角為18°，設計馬赫數是0.78，設計雷諾數是2×10^7。第一步，設計了有限後掠機翼的2.5 D壓力分布。在疊代過程中，使用了FLOWer軟體的反向設計功能以及Schrauf的LILO層流邊界層穩定性求解器，求出了滿足上述跨聲速層流翼型的設計要求。第二步，在反向設計循環中，2.5D壓力分布被用作全3D機翼的設計目標。在機翼外形的反向設計過程中，考慮了機艙和整流罩的影響。設計的基本目標是：在機翼30%到70%展長之間，使等壓線平行於機翼當地弦線，以獲取一個可靠的轉捩點。ETW實驗在2008年進行。
