[科普中国]-层流边界层控制

研究意义

在低速飞行时，边界层较薄，问题不是很严重。速度越高，边界层问题越大，所以进入超音速飞行以后，边界层控制变成飞机-发动机一体化设计的一个大问题。

除非取消进气道，把发动机压缩机直接暴露在“干净”空气中，边界层不可能完全消除，进气道壁也会形成边界层。但这是专门设计的，比较好控制，通常不是个问题。边界层问题的最大来源是机体。机体外形是为全机气动而设计的，不能太迁就发动机的进气道边界层控制。最简单的边界层控制就是使发动机进气口远离机体。民航客机的翼下发动机吊挂在机翼下，就没有边界层控制问题。早期机头进气的喷气战斗机也没有这个问题，事实上，这是早期喷气战斗机广泛采用机头进气的一个重要原因。

但即使在喷气战斗机的早期，边界层控制问题已经得到重视。早期喷气发动机“脾气”很大，弄不好就要失速、熄火，所以一切能够帮助发动机稳定工作的措施都不能忽视。洛克希德 F-80 是美国第一种具有实战能力的喷气战斗机，两颌进气道就采用了边界层分离板。

当然，边界层不是光分离出去就解决问题的，这部分呆滞空气还是要有出路，否则积聚在这个死区里，分离板很快就失去作用了。如何把呆滞气流泄放出去就成为各种边界层控制机制的特色。下面是几种典型的做法。

除了用分离板分离，另一个办法就是吸气，把边界层吸除了，同样可以达到使进气口流速分布均匀的目的。这最早是在没有办法用分离板的机头进气情况，如苏联为预研米格-25 而研制的米格 E-152 研究机。诺思罗普 YF-23 也采用了吸除法分离边界层。1

方法在应用上(例如对航空飞行器来说)，层流边界层的过渡和分离，使机翼等阻力增加和(或)举力减少(甚至失速)，因此人们很早就设法使机翼表面光滑，并设计“层流翼剖面”，以维持层流边界层。但这种控制是有限的，所以人们后来采用了许多人工控制边界层的方法，以达到影响边界层结构，从而避免边界层内气流分离，和减少阻力增加举力的目的。实验和理论得出如下的使流体局部加速的几种有效方法：①使部分物面移动，②通过物面上的喷孔(狭缝)吹出流体，以增加表面滞流的能量；③通过物面上的狭缝，吸走滞流，使边界层变薄，以抑制分离；④用不同气体喷射，加速滞流；⑤变更机翼形状。2

控制技术大涵道比低压涡轮叶片通道的雷诺数很低，流场处于层流状态，相对容易发生边界层分离，其具体流场参数(叶型负荷分布、雷诺数、来流湍流度等)也决定了是否发生分离/再附、分离点/再附点的位置等。而且大涵道比涡扇发动机低压涡轮叶片的展弦比一般比较大，在3：1到7：1之间，因此马蹄涡、角涡、泄漏涡等端区、尖区二次流流动所能影响到的范围有限，故而二次流损失所占比例较小。在这种情况下，边界层分离造成的损失成为低压涡轮内部最重要的流动损失，是影响低压涡轮气动效率的主要因素。在低压涡轮的非定常设计中利用高湍流度与上游尾迹可以诱导边界层的旁路转捩，抑制边界层分离，但其控制效果也受到负荷、雷诺数大小、尾迹频率等参数的影响，并不能够完全解决这一问题。作为抑制边界层流动分离的另一种有效途径，流动控制技术或独立作用于低雷诺数高负荷低压涡轮吸力面边界层。或与尾迹共同作用，在涡轮部件中起到减小分离损失、实现高负荷涡轮设计的功能。

表面绊线促进转捩技术对于逆压梯度非常大的低雷诺数高负荷涡轮叶片吸力面流场，仅仅依靠非定常尾迹不足以有效抑制边界层分离。如T106C叶型涡轮叶栅，当雷诺数低至174000时，尾迹逆射流诱导的转捩有较明显的延迟，它形成的寂静区持续时间也较短。如此，则分离泡长度的减小并不明显，边界层损失的降低量也受到很大限制。在此基础上设置绊线以施加扰动，则可以明显缩短转捩与尾迹之间的延迟。在此情况下，分离泡才被明显地缩短，边界层损失明显降低。此外，绊线提前转捩，减小边界层损失的技术可以在相当宽广的雷诺数范围内有效。

绊线控制提前转捩的效果与绊线的高度、形状密切相关。最佳的绊线高度大约是当地边界层位移厚度的60%。台阶形的绊线比圆形绊线的控制效果更好，而波浪形绊线仅在无尾迹的情况下具有提前转捩的效果。然而，以提前转捩为目的的绊线控制方式增加了湍流的湿面积，为了减小湍流边界层的摩擦损失，应适当使加载位置靠后。

粗糙表面控制转捩技术与绊线类似，粗糙的叶片表面也对边界层流场形成扰动。在低雷诺数高负荷涡轮的吸力面，局部逆压梯度导致的流动分离、转捩以及相应的流动损失大小都受到表面粗糙度的影响。J．P．Bons总结表面粗糙度控制边界层流动分离的相关研究后认为，边界层流动分离可以通过适当地增加局部表面粗糙度来控制。这种控制既可以通过提前转捩来实现，也可以仅在层流边界层流场中发挥作用，即通过增强动量交换而不借助转捩来促进分离流场再附。

在试验研究中，叶片表面粗糙度一般用离散的粗糙元阵列来定量模拟。MariaVera等针对后加载超高负荷涡轮，用计入尾迹非定常作用的叶栅试验证实了粗糙表面控制叶片吸力面分离，减小边界层损失的作用。而Stephen K．Roberts等用柔壁模拟涡轮负荷分布，在平板上研究了粗糙元阵列对边界层流场转捩先兆、分离泡尺度的控制作用。研究表明，粗糙元阵列虽然不会明显改变转捩先兆波的频率，但却可以明显增大先兆波的初始扰动幅值。3

相关概念边界层转捩边界层中的流态由层流过渡为湍流的过程。转捩是一个十分复杂的流动变化过程，工程上常把转捩过程简化为一个突变现象。影响转捩的主要因素是雷诺数，若边界层当地雷诺数达到某一临界值时，即发生转捩。转捩还受其他许多因素影响，如外流的原始湍流度、逆压、梯度、流过曲面时离心力的作用、物面粗糙度、噪声、系统的稳定性以及流体与物体间的热交换等。

边界层分离边界层流动从物体表面脱离的现象。二维边界层分离有两种情况，一是发生在光滑物面上，另一是发生在物面有尖角或其他外形中断或不连续处。光滑物面上发生分离的原因在于，边界层内的流体因克服粘性阻力而不断损失动量，当遇到下游压力变大（即存在逆压梯度）时，更需要将动能转变为压力能，以便克服前方压力而运动，这种情况越接近物面越严重。因此边界层内法向速度梯度越接近物面下降越甚，当物面法向速度梯度在某位置上小到零时，表示一部分流体速度已为零，成为“死水”，边界层流动无法沿物面发展，只能从物面脱离，该位置称为分离点。分离后的边界层在下游形成较大的旋涡区；但也可能在下游某处又回附到物面上，形成局部回流区或气泡。尖点处发生边界层分离的原因在于附近的外流流速很大，压强很小，因而向下游必有很大的逆压梯度，在其作用下，边界层即从尖点处发生分离。三维边界层的分离比较复杂，是正在深入研究的课题。边界层分离导致绕流物体压差阻力增大、飞机机翼升力减小、流体机械效率降低、螺旋桨性能下降等，一般希望避免或尽量推迟分离的发生；但有时也可利用分离，如小展弦比尖前缘机翼的前缘分离涡可导致很强的涡升力。