7 流动控制

层流控制

层流意味着更小的表面摩擦，带来更小的阻力。

翼型

这里就引入了NACA 6系列层流翼型。

• 优点：在机翼的大部分区域（30-50%）能维持层流，降低阻力；

  在一定的升力系数范围内（第3位数字下标），即“阻力桶”（drag bucket），层流范围最大，阻力系数非常低；

  最大升力系数较高。

• 缺点：失速特性差：超过阻力桶，层流迅速转变为湍流，阻力急剧增加、升力迅速下降；

  对粗糙度敏感：任何表面粗糙（昆虫、雨滴、制造缺陷等）都会扰乱层流，导致转捩更早发生；

  高俯仰力矩：后部弯度，中、后部升力更大，存在俯仰力矩，需要平尾配平，产生配平阻力；

  接近尾缘（TE）非常薄，结构上更脆弱、制造精度要求高。

• 最小压力点在接近后缘位置，且从机翼前缘到最小压力点，有一段压力持续下降的区域。

  这说明，这种翼型设计降低了沿流动方向的静压（顺压梯度），有利于维持层流边界层、延迟流动分离，进而减少摩擦阻力。

孔

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我们沿着翼型表面，穿几个孔，或开几条垂直于气流方向的细长缝隙。

这些孔或缝隙连接到一个内部的气室（plenum chamber），这个气室被抽气泵等抽成负压。

这样，边界层底部最靠近壁面的低速流体会被吸走，这产生了如下影响：

• 边界层厚度变小，高速部分占边界层的比变大，边界层内速度分布更均匀，速度梯度减小，速度剖面更饱满（fuller），维持层流边界层，有利于降低摩擦阻力；
• 通过吸除低动量流体，边界层更能抵抗逆压梯度，推迟分离，提高最大升力系数。

这种方式叫层流控制（Laminar Flow Control, LFC）。

其他层流控制

1. 前缘保护（leading edge protection），防止前缘被污染，从而避免层流被破坏。

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   在巡航时，把液体喷洒到前缘，或使用液氮冷却前缘表面，防止结冰；

   使用前缘装置，在起降阶段保护前缘。

2. 分布式吸力（distributed suction）

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   在机翼外层蒙皮开几条的细长缝隙，把气流引导到底层带孔吸力面板，加上用于保护前缘的克鲁格襟翼（Krueger Flap）。

3. 混合层流控制（Hybrid Laminar Flow Control）

层流控制的问题

1. 后掠角：机身产生的湍流边界层（飞机机身由于空气粘性的作用，在其表面也形成了一层边界层，称为机身边界层。由于机身通常是钝头体，且飞行中不可避免会遇到各种扰动，这个边界层通常是湍流边界层），会沿着机翼前缘（附面线，阻力最小的路径之一），向翼尖方向“扩散”，蔓延到原本设计为层流的区域，破坏层流状态；

   横流速度分量会引起边界层内的不稳定性，导致横流涡的产生，进而诱发湍流。

2. 制造公差：制造过程中不可避免地会产生一些表面缺陷，例如台阶、缝隙和波纹（Steps, gaps, waviness），这些缺陷会扰乱流动，破坏层流；

   飞行中机翼并非刚体，而是会发生一定程度的弯曲和扭转，这也可能破坏层流。

3. 系统复杂度：吸力式层流控制需要复杂的内部管道和气室系统来分配和控制吸力，这增加了系统的复杂性和重量；

   每个小孔都需要精密的加工，数量庞大的小孔对制造工艺提出了极高的要求。

4. 表面污染：表面粗糙度，即使是微小的三维粗糙度（3D roughness），也可能导致边界层绕过层流直接转捩为湍流，这种现象称为旁路转捩（bypass transition）；

   飞行过程中，机翼表面会受到各种污染，例如昆虫、灰尘、侵蚀、雨水、冰晶（Insects, dirt, erosion, rain, ice crystals），这些都会破坏层流。

肋条控制

在壁面附近的湍流边界层中，有一些高度紊乱的湍流涡结构。

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考虑一条垂直于来流方向的涡，如上图左侧所示。

它受到来流影响，逐渐变成马蹄涡（horseshoe vortex），具有一个头部和两条腿，如上图右侧所示，其头部离开壁面，两条腿紧贴壁面。

两个马蹄涡中间的是高速条带（streak），涡往中间里边转，把高速流体泵向壁面，称为下扫（sweep）；

单个马蹄涡的两条腿之间是低速条带，涡往外边转，把低速流体泵离壁面，称为上抛（ejection）；

上述过程进一步强化了湍流混合，导致壁面切应力增大。

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此外，马蹄涡会发生近壁猝发（near wall burst）：

1. 当两个相邻或同一个马蹄涡的“腿”逐渐合并时，其包裹的低速区被进一步挤压、抬升；

2. 该低速团在合并处受到强烈紊动和诱导速度的影响时（与外层相对高速流动存在速度差，导致剪切不稳定），就会产生猛然向外冲出的“爆发”行为， 壁面附近原本速度相对较小的流体团被涡结构的诱导速度卷起，“往外抛”至湍流边界层的更高位置，引起剧烈的速度脉动和湍动能增长；

3. 与“抛出”相对应，周围的高速流体被涡旋吸引或卷动，会快速冲向近壁面，造成瞬时高剪切，形成高速的“扫”现象；

4. 在“爆发—扫入”期间，壁面附近的湍动强度、脉动速度都显著提高，大量动量、能量的交换，使得该时刻的壁面摩擦力出现明显尖峰，这也是近壁湍流阻力的重要来源之一。

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通过引入微沟槽（或肋条，riblet），把涡结构尺寸限制在沟槽尺度，涡无法在壁面附近自由地做横向运动、进行相互作用，减少了近壁猝发强度，其诱导的上抛、下扫过程被减弱，减少了动量在法向的输运，降低了摩擦阻力；

此外，微沟槽表面附近的流动更加规则、有序。

聚合物控制

​当少量聚合物（如聚乙烯醇、聚丙烯酰胺等）溶解于水或其它工作介质中时，湍流流动的摩擦阻力可在某些工况下显著降低。

• 在湍流的剪切场和拉伸流动区域，原本盘绕或弯曲的高分子链会逐渐展开、拉长。
• 相较于纯流体（如纯水），聚合物分子因其长链结构在流体被拉伸的过程中会提供更大的黏弹性阻力（Viscoelastic resistance），使得流体在伸长（或剪切）方向的有效黏性显著提升，可提升多个数量级。
• 聚合物链被拉伸后，其黏弹性会消耗掉部分湍动能量，使得强烈的涡流和速度脉动难以快速增长到引发“爆发”的程度。
• “爆发”往往伴随马蹄涡腿合并和低速区被挤压抛出的过程，而聚合物黏弹性对涡核心区的流动施加更大阻力，从而延缓或削弱涡合并。
• 更高的“伸长黏度”使壁面附近的流体运动更趋向于平稳，“扫—喷”事件（sweep-ejection）幅度减少。
• 爆发和回扫被抑制后，近壁区的湍流强度、脉动速度减弱，切向应力随之下降，壁面摩擦力随之减少。

这种模式可用于管道流动，但外流场应用仍然面临问题：如何保持聚合物浓度？

除冰

除冰靴（De-ice boots）

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除冰靴通常是由橡胶材料制成的可膨胀膜片，安装在机翼和尾翼的前缘。

当探测到结冰时，系统会将发动机压气机引出的高压空气导入除冰靴，使其迅速膨胀，将附着的冰层撑裂并破碎，然后被气流吹走。

除冰靴随后会放气，恢复到原来的形状。

其优点为：只要发动机持续工作，就能持续提供高压空气，除冰靴能持续工作。

其缺点为：改变翼型气动特性，提高了失速速度；除冰靴后面位置的冰没法去除。

热力除冰（thermal method）

直接使用电阻片（resistance pads）、石墨烯（graphene）等加热机翼表面，防止结冰或融化冰。

其优点为：依靠电力驱动，不依赖发动机状态。

其缺点为：长时间通电加热可能会导致过热，从而损坏加热元件或周围的结构，在地面停留时，通常没有足够的空气流动来带走热量，更容易导致过热；

对于大型飞机的机翼和尾翼，要加热整个表面需要消耗大量的电能，这对飞机的电源系统是一个巨大的挑战，同时大面积加热也难以保证加热的均匀性。

液体防冰（哭泣的机翼，Weeping Wings）

（哭泣少女乐队）

（卧槽冰）

在机翼前缘布置的细小孔洞（通常采用激光打孔）中泵出防冰液，在整个机翼表面形成一层均匀的液膜，降低水的冰点，防止结冰，或融化已经形成的薄冰。

但问题在于，飞机能携带的防冰液量有限，一般仅1.5-2.5小时的量。

引气加热（Bleed Air Heated Surfaces）

利用发动机涡轮段的高温高压引气来加热机翼前缘内部，从而防止结冰。只要发动机正常工作，就能持续提供热量。

但是这存在如下风险：

• 融化的冰水在气流的作用下，流到未被加热的区域重新结冰；
• 大块的冰从发动机整流罩脱落并被吸入发动机；
• 从发动机引气会降低发动机的推力，从而影响飞机的性能。

结语

哎哟玛雅，怎么这么多概念啊，感觉比CMT还多。

快十二点了，下班下班。