附面層

附面層附面層分離法

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

附面層加萊特進(jìn)氣道

這種進(jìn)氣道是在高速乘波機(jī)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(jī)大M數(shù)飛行時(shí)，激波貼附在進(jìn)氣口邊緣，波后突然增壓的氣流進(jìn)入進(jìn)氣道，CARET進(jìn)氣道通過(guò)氣流經(jīng)過(guò)激波后使氣流減速，而經(jīng)過(guò)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(jìn)氣道內(nèi)部的氣流性能，適合發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣需要，不需要安裝復(fù)雜的進(jìn)氣調(diào)節(jié)控制系統(tǒng)。在進(jìn)氣道內(nèi)部有多派跗面層吸收孔，在進(jìn)氣道側(cè)面有1個(gè)固定排氣開(kāi)口，可排出附層面空氣。

目前只有美國(guó)的F22、F-18E/F等少數(shù)機(jī)型采用了這種進(jìn)氣道布局。

附面層DSI進(jìn)氣道

DSI進(jìn)氣道則比加萊特進(jìn)氣道更進(jìn)一步，利用現(xiàn)代的計(jì)算空氣力學(xué)技術(shù)，設(shè)計(jì)出來(lái)一個(gè)鼓包，同時(shí)實(shí)現(xiàn)超音速氣流減速、附面層分離，這樣比起加萊特進(jìn)氣道還省掉了附面層分離裝置，進(jìn)一步減小了雷達(dá)反射截面積，還減輕了重量。目前殲20、F35等先進(jìn)五代戰(zhàn)斗機(jī)（2009年后的五代分代法），殲10B、梟龍等最新改進(jìn)型四代戰(zhàn)斗機(jī)采用這種進(jìn)氣道。目前僅中美兩國(guó)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(guó)海德堡舉行的第三屆國(guó)際數(shù)學(xué)家大會(huì)上提出的論文中定義。它通過(guò)將流場(chǎng)劃分為兩個(gè)區(qū)域來(lái)簡(jiǎn)化流體流動(dòng)方程：一個(gè)在邊界層內(nèi)，流體運(yùn)動(dòng)受粘度支配，邊界體所受的大部分阻力由此產(chǎn)生;一個(gè)邊界層之外，其粘度可以忽略，而對(duì)方程的解沒(méi)有顯著影響。

水、空氣或其它低粘滯性流體沿固體表面流動(dòng)或固體在流體中運(yùn)動(dòng)時(shí)，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(guò)物體時(shí), 由于物體表面不是絕對(duì)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(guò)粘性作用影響上一層空氣的流動(dòng), 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(yùn)動(dòng)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(diǎn)相對(duì)靜止為止。

附面層飛機(jī)的附面層效應(yīng)

如上所訴，氣流存在附面層效應(yīng)，也就是貼著機(jī)身的氣流會(huì)減速到接近停止。這種停止的氣流被吸入進(jìn)氣道會(huì)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)停車(chē)。是貫穿航空動(dòng)力學(xué)的一大難題。

附面層附面層分類(lèi)

層狀邊界層可以根據(jù)其結(jié)構(gòu)和創(chuàng)建情況進(jìn)行松散分類(lèi)。當(dāng)流體旋轉(zhuǎn)并且粘性力通過(guò)科里奧利效應(yīng)（而不是對(duì)流慣性）平衡時(shí)，形成Ekman層。在傳熱理論中，產(chǎn)生熱邊界層時(shí)，表面可以同時(shí)具有多種類(lèi)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(jī)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(lèi)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(dòng)，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(jī)翼表面上的邊界層流動(dòng)以平滑層流開(kāi)始，當(dāng)流動(dòng)從前緣延伸回來(lái)時(shí)，層流邊界層的厚度增加。

湍流邊界層流

在距離機(jī)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(lái)看，建議盡可能地從機(jī)翼上的層流到湍流的過(guò)渡，或者在機(jī)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(guó)著名的力學(xué)家普朗特在海德?tīng)柋さ谌龑脟?guó)際數(shù)學(xué)家學(xué)會(huì)上宣讀的“關(guān)于摩擦極小的流體運(yùn)動(dòng)”的論文中首先提出的。他根據(jù)理論研究和實(shí)際觀察，證實(shí)了對(duì)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(dòng)時(shí)，粘性對(duì)流動(dòng)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(jì)。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(dòng)，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(lái)流速度同量級(jí)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(dòng)力粘性系數(shù)很小，但粘性力仍然可達(dá)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(jí)。由于速度梯度很大，流體內(nèi)有相當(dāng)大的旋渦強(qiáng)度，所以邊界層內(nèi)是有旋流動(dòng)。當(dāng)邊界層內(nèi)的有旋流動(dòng)與壁面分離時(shí)，在物體后形成一個(gè)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(kuò)散，旋渦的動(dòng)能逐漸變成熱能而耗散掉。

為了減小進(jìn)氣道中激波與附面層的干擾影響，改善進(jìn)氣道性能、流動(dòng)穩(wěn)定性和出口流場(chǎng)畸變，通常的辦法是采用附面層吸除技術(shù)。目前，國(guó)外超聲速飛機(jī)進(jìn)氣道及民用飛機(jī)進(jìn)氣道幾乎都已采用。至于彈用超聲速進(jìn)氣道，考慮它屬一次性使用，要求進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，工作可靠，以往很少采用附面層吸除技術(shù)。隨著附面層吸除技術(shù)的發(fā)展和完善，顯示出它對(duì)改善進(jìn)氣道性能的巨大潛力，彈用進(jìn)氣道在高馬赫數(shù)下工作，也應(yīng)重視對(duì)它的應(yīng)用。

某研究介紹了在縮尺比為1：10的超聲速飛機(jī)軸對(duì)稱進(jìn)氣道幾何喉道附近的中心錐表面上，設(shè)置了槽寬為4倍當(dāng)?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(jié)尾激波位置，或相同的尾錐位置，不同的附面層吸除量對(duì)進(jìn)氣道性能影響的初步研究結(jié)果。試驗(yàn)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(jìn)氣道捕獲流量的1%，進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)可比無(wú)附面層吸除時(shí)提高4%~5.8%；周向穩(wěn)態(tài)畸變降低10%~54%。

一個(gè)設(shè)計(jì)馬赫數(shù)為3.0的二元超聲速進(jìn)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(shí)，實(shí)驗(yàn)研究了不同錐面附面層吸除槽寬度和不同槽出口面積對(duì)進(jìn)氣道性能的影響。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，在自由流馬赫數(shù)Ma_∞=2.293、2.557；攻角α=0°時(shí)，有附面層吸除同無(wú)吸除相比，進(jìn)氣道臨界總壓恢復(fù)系數(shù)分別提高0.04~0.07，并使亞聲擴(kuò)壓段進(jìn)口流場(chǎng)畸變大為改善，氣流分離大大減少，亞聲擴(kuò)壓段總壓恢復(fù)系數(shù)由無(wú)吸除時(shí)的0.9以下提高到有吸除時(shí)的0.94以上，在幾何喉道上游設(shè)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(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，由超臨界向亞臨界節(jié)流，具有連續(xù)的氣動(dòng)特征，換言之，結(jié)尾激波系隨著反壓逐漸增加而穩(wěn)定地、連續(xù)地經(jīng)過(guò)吸除槽區(qū)到達(dá)進(jìn)口唇尖上游，相應(yīng)的總壓恢復(fù)系數(shù)變化是連續(xù)的。

另一個(gè)等熵錐進(jìn)氣道在喉道區(qū)設(shè)置了附面層吸除風(fēng)斗，風(fēng)斗進(jìn)口高度為喉道幾何高度的23%(見(jiàn)圖2)。在Ma_∞=3.0，α=0°時(shí)，進(jìn)行了等熵錐進(jìn)氣道有吸除和無(wú)吸除的對(duì)比實(shí)驗(yàn)。結(jié)果表明：有吸除的進(jìn)氣道臨界總壓恢復(fù)系數(shù)有明顯提高，無(wú)吸除時(shí)，臨界總壓恢復(fù)系數(shù)僅為0.4；而有吸除時(shí)，則為0.77。由此看出，高馬赫數(shù)(Ma_∞≥3.0)飛行的等熵錐進(jìn)氣道的附面層效應(yīng)十分突出，如不采用附面層吸除技術(shù)，進(jìn)氣道性能勢(shì)必嚴(yán)重下降。但是，這個(gè)等熵錐進(jìn)氣道采用的吸除風(fēng)斗進(jìn)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(dòng)機(jī)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(jìn)氣道的附面層吸除結(jié)構(gòu)大致有三種：吸除孔、吸除槽縫和吸除風(fēng)斗。吸除孔一般設(shè)置在中心體的錐面或楔面上，在進(jìn)氣道啟動(dòng)后，為了穩(wěn)定結(jié)尾正激波系，有時(shí)也在喉道區(qū)的外罩上設(shè)置吸除孔。吸除槽縫和吸除風(fēng)斗一般設(shè)置在進(jìn)口段的中心錐面上或楔面上。

吸除孔的參數(shù)均有相應(yīng)經(jīng)驗(yàn)公式。確定能否有效提高進(jìn)氣道性能的吸除槽縫和吸除風(fēng)斗的結(jié)構(gòu)參數(shù)、吸除位置和吸除流量比一般需通過(guò)試驗(yàn)解決。這3種吸除結(jié)構(gòu)都以增加阻力作代價(jià)來(lái)改善進(jìn)氣道性能。因此，應(yīng)以最少的吸除流量來(lái)獲得進(jìn)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。