主题：【原创】进气口边界层控制种种 -- 晨枫

karman兄提到歼10进气口上唇和机体分离是为了进气口边界层控制，这个问题以前说到过，但依然是一个有意思的问题。今天星期天，现在还早，家里人都在睡懒觉，只有我睡不着，起来灌水，哈哈。

喷气飞机的进气口当然就是给发动机“喂”空气的，空气应该平顺地进入发动机，或者说，在发动机的正面，每一点上空气的流速、压力应该是一样的。但实际上，即使是“平顺”的所谓层流，即空气流动的方向是一致的，没有横七竖八的现象，由于空气是有粘性的（尽管很低），空气和物体表面的摩擦使接近表面的流速下降，而远离表面的“自由空气”的流速相对均匀。实际空气在接近物体表面时经常不是层流状态，而是涡流状态，流速、方向都是混乱的。下图来自NASA网站，比较好地定义了边界层。

水平的箭头表示这一点空气的流速，箭头越长速度越快。可以看到，越接近物体表面，流速越低。层流（laminar flow）的流向至少还是一致地从左向右，但涡流（也叫湍流，turbulent flow）就可以打转转了。在理论上，物体表面这一点上的流速是零。从流速开始下降到物体表面这一段，在流体力学里称为边界层，或者附面层，都是一个意思。

显然，如果发动机进气口的半径大大超过边界层的宽度（通常确实如此），那发动机的进气效率就要受到影响，最坏的情况就是压缩机失速，也就是说，压缩机叶片“吃”不到空气，好像轮子打滑一样。更坏的情况是压缩机喘振，也就是压缩机“吃”不到空气，拼命“喘气”，导致大量空气涌入，然后“呛住”，再缓一口气，然后又“吃”不到空气，这样反复。这可能导致叶片损坏或者发动机熄火。

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。

吊挂在自由空气中的翼下发动机没有边界层控制的问题

翼下吊挂发动机的Me-262也没有这个问题

机头进气的喷气战斗机同样没有边界层控制问题，至少在速度较低的时候

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。

洛克希德F-80的进气口边界层分离板

F-22也是一样

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。

F-80将兜进边界层分离板内侧的呆滞空气从后上方的泄气口排放出去

F-22进气口后上方的菱形阴影部分其实就是加了格栅的边界层泄气口

诺思罗普F-89就直接把进气口悬挂在机体之外，边界层呆滞气流由进气口内侧和机体之间的间隙自然泄放出去

法国“阵风”也是异曲同工

麦道F-15其实也是一样

还有F-14

麦克唐纳F-101和诺思罗普F-89的做法相似，但反其道而行之，不是把进气口悬挂在机体之外，而是用一块板把进气口和机体隔离开来

麦道F-4“鬼怪”式上更加明显

中国的歼-8II也是同样处理

歼-10把两侧进气口转移到机腹，其他方面还是一样的

F-16进气口两侧的泄流道更加清楚一点

欧洲“台风”也是一个意思

麦道F-18C也用分离板

但泄气道通向机翼上表面，出口在翼根扰流片的旁边，利用上表面的低压提高泄气效率，但这样做带来一定的升力损失，因为这相当于机翼下表面到上表面的一个“短路”

印度的LCA也是这样做的

F-18E取消了通向上机翼上表面的泄气口，而是把呆滞气流横向泄放到机翼下表面，这样泄放的效率低，但是机翼升力损失小

所以F-18E的翼根上表面不再开泄气口

台湾的IDF也是这样做的

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。

米格E-152的这张图片不清楚，但在圆锥底部周围，有一圈小孔，用于吸除边界层。尽管这是机头进气，但速度太快了，中心调解锥形成的边界层开始成为一个问题，一定要有所处置

诺思罗普YF-23的进气口没有常见的分离板，而是在天花板上开了很多小孔，用于吸除边界层

这张示意图能够看到翼根上表面泄气口的位置。这样阻力最小，而且利用上表面形成升力的低压自然吸除边界层，速度越快，边界层问题越显著，吸除的效果也越好，构思很巧妙

边界层分离的另一个办法是不分离，而是用一个鼓包把边界层“剖”开，导向进气口两侧泄放。现在很红火的DSI就是这个意思。但这不是现在的发明，早在喷气时代的开始，英国德哈维兰“吸血鬼”战斗机就是用的这个。

“吸血鬼”的设计没有现在的DSI那么优美，但意思是一样的，把贴着机身的边界层“剖”开，导向进气口两侧。由于早期流体力学设计手段的局限，对于横向“溢出”到进气口的边界层部分没有很好的控制手段

F-35的DSI就要先进多了，对横向“溢出”气流也有很好的控制

这个计算流体力学的示意图显示了气流分布情况，容易看到，边界层大部分沿鼓包的两侧被分离掉了，只有很少部分进入进气道

• 这里有一篇谈边界层控制的