飞机进气口边界层控制全面剖析

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1、飞机进气口边界层控制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

2、低。层流（laminarflow）的流向至少还是一致地从左向右，但涡流（也叫湍流，turbulentflow）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

3、，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

4、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Me262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，兜进边界层分离板内侧的呆滞空气从后上方的泄气口

5、排放出去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-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

6、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”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/F的翼根上表面不再开泄气口除了用分离板分离，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

7、，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。这张图能够看到翼根上表面泄气口（进气口上方鼓包处）。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

8、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