附面層

附面層附面層分離法

對于米格15、米格21等機頭進氣飛機，由于進氣道本身就是機頭中心，所以不存在附面層問題。但是如殲10、F16腹部進氣道，蘇27、F15兩側進氣道進氣的氣流都會跟機身摩擦產(chǎn)生附面層，所以這些進氣道都要加裝附面層隔道，這就是帶附面層隔道的進氣道。

附面層加萊特進氣道

這種進氣道是在高速乘波機理論的啟發(fā)下面提出的，利用了超音速激波增壓原理。在飛機大M數(shù)飛行時，激波貼附在進氣口邊緣，波后突然增壓的氣流進入進氣道，CARET進氣道通過氣流經(jīng)過激波后使氣流減速，而經(jīng)過激波減速后的氣流是均勻的，這部分氣流可以有效的提高進氣道內(nèi)部的氣流性能，適合發(fā)動機的進氣需要，不需要安裝復雜的進氣調(diào)節(jié)控制系統(tǒng)。在進氣道內(nèi)部有多派跗面層吸收孔，在進氣道側面有1個固定排氣開口，可排出附層面空氣。

目前只有美國的F22、F-18E/F等少數(shù)機型采用了這種進氣道布局。

附面層DSI進氣道

DSI進氣道則比加萊特進氣道更進一步，利用現(xiàn)代的計算空氣力學技術，設計出來一個鼓包，同時實現(xiàn)超音速氣流減速、附面層分離，這樣比起加萊特進氣道還省掉了附面層分離裝置，進一步減小了雷達反射截面積，還減輕了重量。目前殲20、F35等先進五代戰(zhàn)斗機（2009年后的五代分代法），殲10B、梟龍等最新改進型四代戰(zhàn)斗機采用這種進氣道。目前僅中美兩國掌握。

邊界層首先由路德維?！て仗m特（Ludwig Prandtl）在1904年8月12日在德國海德堡舉行的第三屆國際數(shù)學家大會上提出的論文中定義。它通過將流場劃分為兩個區(qū)域來簡化流體流動方程：一個在邊界層內(nèi)，流體運動受粘度支配，邊界體所受的大部分阻力由此產(chǎn)生;一個邊界層之外，其粘度可以忽略，而對方程的解沒有顯著影響。

水、空氣或其它低粘滯性流體沿固體表面流動或固體在流體中運動時，在高雷諾數(shù)情況下，附于固體表面的一層流體稱為邊界層。以空氣為例，空氣流過物體時, 由于物體表面不是絕對光滑的, 加之空氣具有粘性, 所以, 緊貼物體表面的一層空氣受到阻滯, 流速減小為零。這層流速為零的空氣又通過粘性作用影響上一層空氣的流動, 使上層空氣流速減小。如此一層影響一層，在緊貼物體表面的地方，就出現(xiàn)了流速沿物面法線方向逐漸增大的薄層空氣，通常將這一薄層空氣稱為附面層。邊界層內(nèi)的流速沿垂直于運動方向連續(xù)變化,該速度連續(xù)下降直到邊界上流體質(zhì)點相對靜止為止。

附面層飛機的附面層效應

如上所訴，氣流存在附面層效應，也就是貼著機身的氣流會減速到接近停止。這種停止的氣流被吸入進氣道會導致發(fā)動機停車。是貫穿航空動力學的一大難題。

附面層附面層分類

層狀邊界層可以根據(jù)其結構和創(chuàng)建情況進行松散分類。當流體旋轉(zhuǎn)并且粘性力通過科里奧利效應（而不是對流慣性）平衡時，形成Ekman層。在傳熱理論中，產(chǎn)生熱邊界層時，表面可以同時具有多種類型的邊界層。氣流的粘性降低了表面的局部速度，造成了邊界的摩擦。邊界層是機翼表面上由于粘度而降低或停止的空氣層，邊界層流有兩種不同的類型：層流和湍流

層狀邊界層流

層流邊界是非常平穩(wěn)的流動，而湍流邊界層包含漩渦或“渦流”。層流產(chǎn)生比湍流更少的表面摩擦阻力，但是較不穩(wěn)定。機翼表面上的邊界層流動以平滑層流開始，當流動從前緣延伸回來時，層流邊界層的厚度增加。

湍流邊界層流

在距離機翼前緣一段距離的地方，平滑的層流分解并轉(zhuǎn)變成湍流。從拖拽的角度來看，建議盡可能地從機翼上的層流到湍流的過渡，或者在機翼表面的邊界層保留大量層狀部分。然而，低能量層流比湍流層更容易分解分解。

附面層邊界層理論

邊界層的概念是1904年德國著名的力學家普朗特在海德爾堡第三屆國際數(shù)學家學會上宣讀的“關于摩擦極小的流體運動”的論文中首先提出的。他根據(jù)理論研究和實際觀察，證實了對于水和空氣等粘性系數(shù)很小的流體，在大雷諾數(shù)下繞物體流動時，粘性對流動的影響僅限于緊貼物體壁面的薄層中，而在這一薄層外粘性的影響很小，完全可以忽略不計。普朗特把這薄層稱為邊界層，或稱附面層。

如圖1所示大雷諾數(shù)下粘性流體繞流翼型的二維流動，在極狹窄的邊界層內(nèi)流體的速度由壁面上的零值急劇地增加到與來流速度同量級的數(shù)值，于是在壁面法線方向上的速度梯度很大，即使流體的動力粘性系數(shù)很小，但粘性力仍然可達到很大的數(shù)值，所以在邊界層內(nèi)的粘性力和慣性力具有同一數(shù)量級。由于速度梯度很大，流體內(nèi)有相當大的旋渦強度，所以邊界層內(nèi)是有旋流動。當邊界層內(nèi)的有旋流動與壁面分離時，在物體后形成一個速度梯度仍較顯著的尾跡區(qū)域，由于粘性影響，尾跡中旋渦逐漸擴散，旋渦的動能逐漸變成熱能而耗散掉。

為了減小進氣道中激波與附面層的干擾影響，改善進氣道性能、流動穩(wěn)定性和出口流場畸變，通常的辦法是采用附面層吸除技術。目前，國外超聲速飛機進氣道及民用飛機進氣道幾乎都已采用。至于彈用超聲速進氣道，考慮它屬一次性使用，要求進氣系統(tǒng)結構簡單，工作可靠，以往很少采用附面層吸除技術。隨著附面層吸除技術的發(fā)展和完善，顯示出它對改善進氣道性能的巨大潛力，彈用進氣道在高馬赫數(shù)下工作，也應重視對它的應用。

某研究介紹了在縮尺比為1：10的超聲速飛機軸對稱進氣道幾何喉道附近的中心錐表面上，設置了槽寬為4倍當?shù)馗矫鎸雍穸鹊奈劭p（圖1）。在自由流馬赫數(shù)2.1，攻角0°，以及在相同的結尾激波位置，或相同的尾錐位置，不同的附面層吸除量對進氣道性能影響的初步研究結果。試驗證明，在流量系數(shù)φ=0.90~0.94范圍內(nèi)，附面層吸除量只要用進氣道捕獲流量的1%，進氣道總壓恢復系數(shù)可比無附面層吸除時提高4%~5.8%；周向穩(wěn)態(tài)畸變降低10%~54%。

一個設計馬赫數(shù)為3.0的二元超聲速進氣道在自由流馬赫數(shù)Ma_∞=1.973、2.037、2.293、2.557；攻角α=0°、10°；雷諾數(shù)為1.4×10⁶~2.38×10⁶時，實驗研究了不同錐面附面層吸除槽寬度和不同槽出口面積對進氣道性能的影響。實驗結果表明，在自由流馬赫數(shù)Ma_∞=2.293、2.557；攻角α=0°時，有附面層吸除同無吸除相比，進氣道臨界總壓恢復系數(shù)分別提高0.04~0.07，并使亞聲擴壓段進口流場畸變大為改善，氣流分離大大減少，亞聲擴壓段總壓恢復系數(shù)由無吸除時的0.9以下提高到有吸除時的0.94以上，在幾何喉道上游設置帶有一定寬度的附面層吸除槽縫，給予合適的吸除流量，實驗發(fā)現(xiàn)，由超臨界向亞臨界節(jié)流，具有連續(xù)的氣動特征，換言之，結尾激波系隨著反壓逐漸增加而穩(wěn)定地、連續(xù)地經(jīng)過吸除槽區(qū)到達進口唇尖上游，相應的總壓恢復系數(shù)變化是連續(xù)的。

另一個等熵錐進氣道在喉道區(qū)設置了附面層吸除風斗，風斗進口高度為喉道幾何高度的23%(見圖2)。在Ma_∞=3.0，α=0°時，進行了等熵錐進氣道有吸除和無吸除的對比實驗。結果表明：有吸除的進氣道臨界總壓恢復系數(shù)有明顯提高，無吸除時，臨界總壓恢復系數(shù)僅為0.4；而有吸除時，則為0.77。由此看出，高馬赫數(shù)(Ma_∞≥3.0)飛行的等熵錐進氣道的附面層效應十分突出，如不采用附面層吸除技術，進氣道性能勢必嚴重下降。但是，這個等熵錐進氣道采用的吸除風斗進口高度較大，吸除流量也大，如果把部分吸除流量用于冷卻發(fā)動機燃燒室壁面或作其他用途，則這樣的吸除流量也是合適的。 2100433B

超聲速進氣道的附面層吸除結構大致有三種：吸除孔、吸除槽縫和吸除風斗。吸除孔一般設置在中心體的錐面或楔面上，在進氣道啟動后，為了穩(wěn)定結尾正激波系，有時也在喉道區(qū)的外罩上設置吸除孔。吸除槽縫和吸除風斗一般設置在進口段的中心錐面上或楔面上。

吸除孔的參數(shù)均有相應經(jīng)驗公式。確定能否有效提高進氣道性能的吸除槽縫和吸除風斗的結構參數(shù)、吸除位置和吸除流量比一般需通過試驗解決。這3種吸除結構都以增加阻力作代價來改善進氣道性能。因此，應以最少的吸除流量來獲得進氣道性能綜合改善的最佳效果。通常，在相同的條件下，吸除孔比吸除槽縫的吸除效果差。