附面层附面层分离法

对于米格15、米格21等机头进气飞机，由于进气道本身就是机头中心，所以不存在附面层问题。但是如歼10、F16腹部进气道，苏27、F15两侧进气道进气的气流都会跟机身摩擦产生附面层，所以这些进气道都要加装附面层隔道，这就是带附面层隔道的进气道。

附面层加莱特进气道

这种进气道是在高速乘波机理论的启发下面提出的，利用了超音速激波增压原理。在飞机大M数飞行时，激波贴附在进气口边缘，波后突然增压的气流进入进气道，CARET进气道通过气流经过激波后使气流减速，而经过激波减速后的气流是均匀的，这部分气流可以有效的提高进气道内部的气流性能，适合发动机的进气需要，不需要安装复杂的进气调节控制系统。在进气道内部有多派跗面层吸收孔，在进气道侧面有1个固定排气开口，可排出附层面空气。

目前只有美国的F22、F-18E/F等少数机型采用了这种进气道布局。

附面层DSI进气道

DSI进气道则比加莱特进气道更进一步，利用现代的计算空气力学技术，设计出来一个鼓包，同时实现超音速气流减速、附面层分离，这样比起加莱特进气道还省掉了附面层分离装置，进一步减小了雷达反射截面积，还减轻了重量。目前歼20、F35等先进五代战斗机（2009年后的五代分代法），歼10B、枭龙等最新改进型四代战斗机采用这种进气道。目前仅中美两国掌握。

边界层首先由路德维希·普兰特（Ludwig Prandtl）在1904年8月12日在德国海德堡举行的第三届国际数学家大会上提出的论文中定义。它通过将流场划分为两个区域来简化流体流动方程：一个在边界层内，流体运动受粘度支配，边界体所受的大部分阻力由此产生;一个边界层之外，其粘度可以忽略，而对方程的解没有显着影响。

水、空气或其它低粘滞性流体沿固体表面流动或固体在流体中运动时，在高雷诺数情况下，附于固体表面的一层流体称为边界层。以空气为例，空气流过物体时, 由于物体表面不是绝对光滑的, 加之空气具有粘性, 所以, 紧贴物体表面的一层空气受到阻滞, 流速减小为零。这层流速为零的空气又通过粘性作用影响上一层空气的流动, 使上层空气流速减小。如此一层影响一层，在紧贴物体表面的地方，就出现了流速沿物面法线方向逐渐增大的薄层空气，通常将这一薄层空气称为附面层。边界层内的流速沿垂直于运动方向连续变化,该速度连续下降直到边界上流体质点相对静止为止。

附面层飞机的附面层效应

如上所诉，气流存在附面层效应，也就是贴着机身的气流会减速到接近停止。这种停止的气流被吸入进气道会导致发动机停车。是贯穿航空动力学的一大难题。

附面层附面层分类

层状边界层可以根据其结构和创建情况进行松散分类。当流体旋转并且粘性力通过科里奥利效应（而不是对流惯性）平衡时，形成Ekman层。在传热理论中，产生热边界层时，表面可以同时具有多种类型的边界层。气流的粘性降低了表面的局部速度，造成了边界的摩擦。边界层是机翼表面上由于粘度而降低或停止的空气层，边界层流有两种不同的类型：层流和湍流

层状边界层流

层流边界是非常平稳的流动，而湍流边界层包含漩涡或“涡流”。层流产生比湍流更少的表面摩擦阻力，但是较不稳定。机翼表面上的边界层流动以平滑层流开始，当流动从前缘延伸回来时，层流边界层的厚度增加。

湍流边界层流

在距离机翼前缘一段距离的地方，平滑的层流分解并转变成湍流。从拖拽的角度来看，建议尽可能地从机翼上的层流到湍流的过渡，或者在机翼表面的边界层保留大量层状部分。然而，低能量层流比湍流层更容易分解分解。

附面层边界层理论

边界层的概念是1904年德国著名的力学家普朗特在海德尔堡第三届国际数学家学会上宣读的“关于摩擦极小的流体运动”的论文中首先提出的。他根据理论研究和实际观察，证实了对于水和空气等粘性系数很小的流体，在大雷诺数下绕物体流动时，粘性对流动的影响仅限于紧贴物体壁面的薄层中，而在这一薄层外粘性的影响很小，完全可以忽略不计。普朗特把这薄层称为边界层，或称附面层。

如图1所示大雷诺数下粘性流体绕流翼型的二维流动，在极狭窄的边界层内流体的速度由壁面上的零值急剧地增加到与来流速度同量级的数值，于是在壁面法线方向上的速度梯度很大，即使流体的动力粘性系数很小，但粘性力仍然可达到很大的数值，所以在边界层内的粘性力和惯性力具有同一数量级。由于速度梯度很大，流体内有相当大的旋涡强度，所以边界层内是有旋流动。当边界层内的有旋流动与壁面分离时，在物体后形成一个速度梯度仍较显著的尾迹区域，由于粘性影响，尾迹中旋涡逐渐扩散，旋涡的动能逐渐变成热能而耗散掉。

为了减小进气道中激波与附面层的干扰影响，改善进气道性能、流动稳定性和出口流场畸变，通常的办法是采用附面层吸除技术。目前，国外超声速飞机进气道及民用飞机进气道几乎都已采用。至于弹用超声速进气道，考虑它属一次性使用，要求进气系统结构简单，工作可靠，以往很少采用附面层吸除技术。随着附面层吸除技术的发展和完善，显示出它对改善进气道性能的巨大潜力，弹用进气道在高马赫数下工作，也应重视对它的应用。

某研究介绍了在缩尺比为1：10的超声速飞机轴对称进气道几何喉道附近的中心锥表面上，设置了槽宽为4倍当地附面层厚度的吸除槽缝（图1）。在自由流马赫数2.1，攻角0°，以及在相同的结尾激波位置，或相同的尾锥位置，不同的附面层吸除量对进气道性能影响的初步研究结果。试验证明，在流量系数φ=0.90~0.94范围内，附面层吸除量只要用进气道捕获流量的1%，进气道总压恢复系数可比无附面层吸除时提高4%~5.8%；周向稳态畸变降低10%~54%。

一个设计马赫数为3.0的二元超声速进气道在自由流马赫数Ma_∞=1.973、2.037、2.293、2.557；攻角α=0°、10°；雷诺数为1.4×10⁶~2.38×10⁶时，实验研究了不同锥面附面层吸除槽宽度和不同槽出口面积对进气道性能的影响。实验结果表明，在自由流马赫数Ma_∞=2.293、2.557；攻角α=0°时，有附面层吸除同无吸除相比，进气道临界总压恢复系数分别提高0.04~0.07，并使亚声扩压段进口流场畸变大为改善，气流分离大大减少，亚声扩压段总压恢复系数由无吸除时的0.9以下提高到有吸除时的0.94以上，在几何喉道上游设置带有一定宽度的附面层吸除槽缝，给予合适的吸除流量，实验发现，由超临界向亚临界节流，具有连续的气动特征，换言之，结尾激波系随着反压逐渐增加而稳定地、连续地经过吸除槽区到达进口唇尖上游，相应的总压恢复系数变化是连续的。

另一个等熵锥进气道在喉道区设置了附面层吸除风斗，风斗进口高度为喉道几何高度的23%(见图2)。在Ma_∞=3.0，α=0°时，进行了等熵锥进气道有吸除和无吸除的对比实验。结果表明：有吸除的进气道临界总压恢复系数有明显提高，无吸除时，临界总压恢复系数仅为0.4；而有吸除时，则为0.77。由此看出，高马赫数(Ma_∞≥3.0)飞行的等熵锥进气道的附面层效应十分突出，如不采用附面层吸除技术，进气道性能势必严重下降。但是，这个等熵锥进气道采用的吸除风斗进口高度较大，吸除流量也大，如果把部分吸除流量用于冷却发动机燃烧室壁面或作其他用途，则这样的吸除流量也是合适的。 2100433B

超声速进气道的附面层吸除结构大致有三种：吸除孔、吸除槽缝和吸除风斗。吸除孔一般设置在中心体的锥面或楔面上，在进气道启动后，为了稳定结尾正激波系，有时也在喉道区的外罩上设置吸除孔。吸除槽缝和吸除风斗一般设置在进口段的中心锥面上或楔面上。

吸除孔的参数均有相应经验公式。确定能否有效提高进气道性能的吸除槽缝和吸除风斗的结构参数、吸除位置和吸除流量比一般需通过试验解决。这3种吸除结构都以增加阻力作代价来改善进气道性能。因此，应以最少的吸除流量来获得进气道性能综合改善的最佳效果。通常，在相同的条件下，吸除孔比吸除槽缝的吸除效果差。