边界层控制 和 涡流发生器
转捩
应用对高超声速流动的边界层特性及转捩的研究，目的是认识转捩机理，用最简单的方法预测转捩位置，从而研发最有效的转捩控制方法。
一、转捩位置预测转捩准则是最简单的转捩预测方法，主要依赖于经验。
一般用雷诺数作为转捩准则，根据实验结果和经验定义某种雷诺数，当该雷诺数达到一定值时，判定流动转捩。
对于不可压缩流动，由于只有一个参数且实验较多，问题会比较简单一些，对于可压缩流动，还需要考虑马赫数，来流温度和壁面温度、粗糙度等因素，且实验比较复杂，因此转捩准则的建立相对比较困难。
目前用的较多的是一些半经验方法。
[1]（1）格兰维尔方法dxdu dx x x x K ex x crtr tr cr νθλλ2)(1=-=⎰X tr 转捩点即湍流斑点最早出现的位置，X cr 对应层流开始失稳的最小雷诺数位置。
K 可视为平均压力梯度参数，大于零为加速，小于零未减速。
这种方法由于需要计算开始失稳的位置，所以不常用。
（2）基于米歇尔方法和史密斯—加姆波尼的e 9关曲线结合方法[2]46.0Re )Re 224001(174.1Re tr trtr X X +=θ 当外流速度)(x u e 给定后，可以由某一层流边界层计算方法算出一条θRe 随x Re 变化的曲线，此曲线与上式对应的曲线交点即为转捩点。
（3）e N 方法e N 方法是基于线性稳定性理论的转捩预测方法，通过计算不稳定波的线性增长倍数来预测转捩。
小扰动可以写成进行波形式，对于给定频率ω及一个方向的波数β，通过特征值问题可求得另一个方向的波数α。
沿扰动传播的方向对扰动增长率积分，可以得到幅值的放大倍数为:⎰+-=zx z x i i dz dx z x N ,,00)(),,(βαω在实际应用中，一般计算不同频率下N 值的包络，当N 值包络达到N T 时，所在的位置为转捩位置，即转捩位置曲线应满足[3]T N z x N z x N =≡),,(max ),(ω二、 转捩控制由于层流边界层的表面摩阻低于湍流，有时希望推迟由层流向湍流的转捩，而湍流边界层承受逆压力梯度的能力强，所以有时希望提前转捩。
涡流发生器涡激振动抑制研究
涡流发生器涡激振动抑制研究
郝志永;余恒旭;宓为建;卢凯良
【期刊名称】《中国工程机械学报》
【年(卷),期】2012(010)003
【摘要】通过风洞实验对涡流发生器的涡激振动抑制效果进行了分析研究,确定了涡流发生器的最佳几何参数,并探讨了涡流发生器涡激振动抑制机理.结果表明:从阻力系数的角度,涡流发生器比螺旋条纹圆管有更大的涡激振动抑制优势.热线风速仪的测量结果表明:光滑圆管及涡流发生器圆管尾流展向尾流速度相关系数不受雷诺数及涡流发生器的影响.涡流发生器主要是通过影响边界层的分离进而影响涡街脱落点来抑制涡激振动,对涡街脱落的沿展向三维扩展没有影响.
【总页数】7页(P253-259)
【作者】郝志永;余恒旭;宓为建;卢凯良
【作者单位】上海海事大学物流工程学院,上海201306;上海海事大学物流工程学院,上海201306;上海海事大学物流工程学院,上海201306;上海海事大学物流工程学院,上海201306
【正文语种】中文
【中图分类】O353
【相关文献】
1.利用涡流发生器抑制S弯进气道旋流畸变的数值模拟研究 [J], 田晓平;潘鹏飞;田琳
2.应用涡流发生器抑制联体涡空泡研究 [J], 陆芳;黄红波;张志荣;丁恩宝;应良镁
3.利用涡流发生器抑制S形进气道旋流畸变的数值模拟研究 [J], 田晓平;潘鹏飞;李密
4.仙人掌形截面柔性圆柱体涡激振动抑制研究 [J], 娄敏;陈法博;时晨
5.翼型涡流发生器对析晶污垢抑制特性的模拟研究 [J], 张一龙;王景涛;王宇朋;刘坐东;徐志明
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涡流发生器应用发展进展
涡流发生器应用发展进展黄红波;陆芳【摘要】This paper presents the basic concept of votex generator and its application in aviation, fluid mechanic, metallurgic industry and chemical engineering field.What’s more ,the application of vortex generator in transportation is mainly introduced.The vortex generator changes the flowing around propeller,which can rapidly reduce the pressure fluctuation and vibration of the ship.%介绍了涡流发生器原理、种类、用途以及涡流发生器较成熟地应用于航空、流体机械、冶金、化工等领域,并取得巨大成绩.重点介绍拓展涡流发生器新功能,成功应用于船舶交通领域,通过改变船舶尾部流场,能大幅度减低船舶螺旋桨空泡诱导的脉动压力,从而有效降低船舶尾部振动水平.【期刊名称】《武汉理工大学学报（交通科学与工程版）》【年(卷),期】2011(035)003【总页数】5页(P611-614,618)【关键词】涡流发生器;流体分离;脉动压力【作者】黄红波;陆芳【作者单位】中船重工集团第七0二研究所无锡214082;中船重工集团第七0二研究所无锡214082【正文语种】中文【中图分类】U671.99涡流发生器（vortex generator）自1947年首次被美国联合飞机公司的Bmynes 和Tayler提出，到目前已广泛应用于航空、流体机械、冶金化工、汽车、船舶等领域.涡流发生器实际上是以某一安装角垂直地安装在机体表面上的小展弦比小机翼，所以它在迎面气流中和常规机翼一样能产生翼尖涡，由于其展弦比较小，翼尖涡的强度相对较强.这种高能量的翼尖涡与其下游的低能量边界层流动混合后，就把能量传递给边界层，使处于逆压梯度中的边界层流场获得附加能量后能够继续贴附在机体表面而不致分离.1 涡流发生器应用分类1.1 涡流发生器尺寸大小分类涡流发生器按大小分三类，即普通涡流发生器（VG）、亚附面层涡流发生器（SBVG）和微型涡流发生器（MVG）.普通涡流发生器初期多布置于飞机外翼段，也有布置于机翼根部和机翼中部，由于其外形尺寸较大，其高度与当地附面层的厚度相当甚至略大，对附面层分离的控制效果较好，但带来的附加阻力也相应增加，特别是在非工作状态，即附面层不分离情况下，产生较大的额外附加形状阻力，正是由于此原因，普通涡流发生器应用较大局限性，逐渐淡出人们的视野.亚附面层涡流发生器和微型涡流发生器主要是指其高度是当地附面层厚度的1／10～1／2，大量试验结果表明，亚附面层或微型涡流发生器延迟附面层的分离效果与普通涡流发生器效果相当，而附加阻力仅是普通VG的1／10.特别是MVG在许多增升装置中成功应用，如美国NASA Langley研究中心的J.C.Lin［1］等研究的微型涡流发生器应用在三段翼型的襟翼上，在相同的迎角下，分别把升力系数和升阻比提高10%和80%.1.2 涡流发生器应用形式分类根据涡流发生器控制附面层分离情况，可以分为被动型和主动型.目前应用最为广泛的是固体式的被动型涡流发生器.此类涡流发生器安装在特定位置，针对特定工况下，可以很好的延缓湍流附面层的分离，起增升降阻作用，但当不存在流动分离的情况下，被动式涡流发生器会增加形阻.主动式涡流发生器是指涡流射管（vortex generator jet），在易产生流动分离区域前方一定距离处，安装特定管径、特定偏航角度（与主流方向间夹角）、特定俯仰角度、特定射流速度（与主流速度比值）的射管，根据运行工况，可以调节涡流射管射流速度，达到合理利用涡流发生器控制流动分离的目的.2 被动式涡流发生器应用2.1 被动式涡流发生器在增升降阻中的应用早在20世纪60年代，Schubauer，Lachmann，Pearcey［2］对涡流发生器控制平板湍流附面层的流动机理进行了研究，研究了涡流发生器流动的湍流结构、流向涡的发展等.进入20世纪90年代，涡流发生器应用于飞机部件流动控制的研究进入高潮，Klausmeyer［3］，J.C.Lin，Wheeler，Broadley［4］，Fulsang Ashill［5］等对用于翼型和机翼湍流附面层控制的涡流发生器原理作了大量试验研究工作.国内对涡流发生也进行了大量研究，如段卓毅［6］等简要回顾了涡流发生器在飞机增升装置中的应用.倪亚琴［7］研究涡流发生器及其对边界层的影响.阎文成［8］对涡流发生器进行系统性研究总结，并针对一超临界翼形，在西北工业大学国防重点试验室NF－3低速风洞试验室中进行了超临界翼型的转捩特性，压力分布特性及气动力特性等.涡流发生器，关键因素之一是其高度与当地附面层厚度之间的关系.因为湍流边界层速度特性如图1所示，边界层厚度0.2δ以下，是粘性作用的主要区域，速度从零增长到外流速度的75%左右，在粘性和逆压梯度双重作用下，导致边界层在该区域发生分离，可见，只要该区域的流动速度得到提高，边界层抵抗分离的能力就增加，因此涡流发生器控制流动分离的机理是：涡流发生器产生的涡流应尽可能地注入到边界层厚度0.2δ（δ为边界层厚度）以下，靠近物面边界层的底部.图1 湍流边界层速度剖面2.2 被动式涡流发生器在加速热交换中的应用涡流发生器由于其能加速后方湍流附面层内流体的流动速度，使边界层厚度变薄，从而减小热阻，起到强化热交换的目的，因此逐步应用于冶金、化工、石化、能源等领域进行强化换热，提升热能利用.如周国兵［9］，郑慧凡［10］等进行了涡流发生器对强化换热的试验.结果表明，涡流发生器能明显改善换热效果，而且影响换热效果关键因素为迎流夹角及排列方式等.2.3 被动式涡流发生器在船舶领域的应用涡流发生器由于其能延缓流体分离，加速附面层内流体的流体速度，因此，近年来船舶工作者将其引入，收到意想不到的效果.Lee Pyungkuk［11］等人利用CFD计算技术，探讨了三角形涡流发生器对低速船舶尾流场的影响.他们在划分网格时，在涡流发生器附近进行加密处理后，共计算了涡流发生器在船舶不同纵向位置、不同高度（横向位置）、不同迎流夹角等螺旋桨处流场特性，即计算涡流发生器后流线，轴向伴流分数以及速度分布云图，计算结果表明，安装合适的涡流发生器后轴向速度可增加10%左右，如图2，图3.图2 螺旋桨0.7R处伴流曲线图3 涡流发生器在不同纵向位置速度分布2008年，中船重工702研究所陆芳、黄红波［12］等人遇到某大湖型船螺旋桨存在严重的桨船连体涡空泡，试验中螺旋桨空泡诱导脉动压力极为剧烈，超出此类船舶脉动压力可接受范围，为了解决脉动压力引起船舶振动问题，重新设计多个螺旋桨（增大侧斜，改变纵倾，叶梢部御载等）均未解决螺旋桨连体涡空泡，随后利用CFD的计算分析发现，该船尾有严重的流动分离现象，如图4a）所示，通过在船体尾部合适位置安装优化的涡流发生器后，船尾流动分量消失，如图4b）所示，随后在船模尾部合适位置安装合适涡流发生器，在大型循环水槽进行了原桨空泡脉动压力试验，在涡流发生器条件下，螺旋桨连体涡空泡完全消除，并大幅度降低螺旋桨激振力大小，如图5所示.渤海重工建造实船按此方案安装涡流发生器后，大幅度降低船舶振动，受到船东，船厂多方高底赞扬.这是涡流发生器首次在国内船舶减振上成功应用.图4 大湖型船涡流发生器安装前后船尾流动比较图5 涡流发生器对脉动压力影响2010年，某多用途船［13］在实船首次试航时，实航航速满足要求，但其船尾部振动剧烈，各舱室、房间及办公场所振动、噪声几乎全超标，无法顺利交船.分析此船轴向伴流场发现，此船伴流场分布形式与2008年大湖型船伴流场极为相似，因此考虑使用涡流发生器作为该多用途船减振手段，在大型循环水槽进行了涡流发生器优化试验方案研究，试验结果表明：合适的涡流发生器能大幅度降低螺旋桨空泡诱导脉动压力大小，如图6所示.图6 涡流发生器安装前后脉动压力实船预报结果对比实船按模型试验优化方案安装涡流发生器后进行了第二次实船试航，实船航速几乎无变化（两次航速变化在0.2%以内），但船尾部分测点（主机房、主甲板、二层甲板、三层、四层甲板的房间以及办公场所、驾驶室以及雷达桅杆处甲板等）处振动明显减小，如图7所示.实船二次试航结束半月后，船厂圆满完成了交船任务. 图7 涡流发生器安装前后振动测量结果比较3 主动式涡流发生器应用主动式涡流发生器（vortex generator jet）可以实现主动流动控制，在不同运行工况均能工作，并取得较好效果.特别是在流体机械领域，叶轮和扩压器内流动分离失速直接关系到压缩机的运行安全，人们在对流体机械内流动机理进行研究的同时，逐渐将目光转到对流体机械内部流动控制方面的研究上.在过去用于流动分离控制的技术设备中，最成功的策略是向将要发生分离的边界层内吹入高动量的流体，以抑制流动分离的发生，提高压缩机性能.与固体涡流发生器相比涡流喷管具有实现主动流动控制的潜力.主动的直接作用于湍流的微细涡流控制方法，可以随着流动状态的变化适时地加以调整，是一种非常灵活的控制策略.通过调节阀门，控制诱发涡的强度，在适当的流动条件下，当分离失速控制不需要实施时，只要关闭喷射管就可以了，采用涡流喷管不会象固体涡流发生器那样产生阻力损失.涡流喷管的性能主要包括以下参数：安装位置、管径、射流管与流动方向所形成的前向倾斜角、射流管与壁面所形成的侧向倾斜角、射流速度与主流速度之比，如果布置多个射管，还需要考虑涡流射管的个数与间隔，常见涡流发生器配置如图8所示.图8 涡流发生器配置示意涡流射管技术最初于1952年被Wallis作为一种主动的控制方法引入，主要用于推迟湍流边界层激波分离的目的.2003年，Rixon［14］和Johari在水筒中利用粒子成像技术对涡流发生器控制边界层的效果进行实验测量，实验得到主流涡的流通环量、峰值强度及在壁面法线上的位置与喷射速度成线性关系，旋涡的位置、强度和影响范围与向射流的前向偏斜角、速度比有着密切关系，在了一个最优位置和尺寸参数使得流动分离控制效果达到最佳状态.郭婷婷［15］等人研究了射入均匀横流中单股湍动射流对流场的影响，认为倾斜角度和速度比对流场影响很大，射流对主气流的影响主要集中在射流发生弯曲直至与主流平行的区域中.孙得川［16］等人对平板单股射流干扰流场和喷管扩张段二次射流干扰流场进行了数值研究，数值结果显示射流／主流总压比的升高使射流穿透深度增加，分离点远离射流处，并且射流与主流的夹角、射流宽度对干扰流场的主要特征有一定影响.Linu［17］和Nishi等人采用雷诺平均N－S方程结合紊流模型对4种类型的扩压器在带有和不带有涡流发生成器时内部流动进行了数值分析.数值结果考察了速度比、涡流发生成器配置数目、位置、孔径等参数对扩压器性能的影响以及纵向涡、二次涡在扩压器内的生成、发展和衰减过程.在一定的速度比范围内，压力恢复系数随射流速度比增大而增大.随着流动向下游发展，诱发涡的强度迅速衰减（非线性的），涡的尺寸（流动影响区域）增大.关于涡流发生器流动控制的研究，大多数都提示了其在流动控制领域的应用价值和巨大潜力.通过对涡的生成、迁移和耗散过程及其对边界层内部流场的研究，为进一步提高其控制性能打下坚实的基础.美国、日本等发达国家在涡流发生器机理及其在湍流边界层分离控制中的应用等方面进行了卓有成效的研究.目前我国关于涡流发生器的研究处于发展阶段，对于涡流发生器在叶轮机械中的应用，特别是在抑制叶轮机械内流动分离、扩大稳定工况范围等方面还没有进行实际有效的研究，还有许多问题有待解决.4 结论1）船舶振动噪声问题日益增多，绿色环保船舶是未来发展趋势，涡流发生器是解决船舶尾部振动最为简便有效措施之一，值得深层次分析研究，拓展其应用广度. 2）涡流射管作为一种主动控制手段，可广泛应用多个行业领域，但其控制参数众多且相互影响，需要归纳主要控制参数影响规律，扩大其在工程应用可靠性.3）涡流发生器涡生成机理，涡运行过程，是认识涡流发生器功效最根本原因，需理论分析并试验验证.参考文献［1］Lin J C.Control of turbulent boundary－layer separation using micro－vortex generators［R］.AIAA paper NO.99－3404，1999.［2］Peake D J，Henry F S，Pearcy H H.Viscous flow control with air－jetvortex generators［R］.AIAA paper NO.99－3175，1999.［3］Klausmeyer S M，Papadakis M，Lin J C.A flow physics study of vortex generators on a multi－element airfoil［R］.AIAA Paper NO.96－0548，1996.［4］Broadley I，Garry K P.Effectiveness of vortex generator position and orientation on highly swept wings［R］.AIAA paper NO.97－2319，1997. ［5］Ashill P R，Fulker J L，Hackett K C.Research at dera on sub boundary layer vortex generators（SBVGS）［R］.AIAA paper No.2001－0887，2001. ［6］段卓毅，陈迎春，赵克良，曹旭.微型涡流发生器在飞机增升装置中的应用［J］.国际航空，2004（3）：58－59.［7］倪亚琴.涡流发生器研制及其对边界层的影响研究［J］.空气动力学学报，1995（1）：110－116.［8］阎文成.超临界翼型附面层分离及控制方案研究［D］.西安：西北工业大学工程力学系，2004.［9］周国兵，张于锋，齐承英.几种翼型涡流发生器强化换热及流组性能的实验研究［J］.天津大学学报，2003，36（6）：735－738.［10］郑慧凡，高平安.新型强化换热方法的换热性能的研究［J］.四川化工与腐蚀，2003，6（4）：52－55.［11］Lee Pyungkuk，JeongYoungjun，Byun Taeyoung.A study on the stern flow affected by vortex generator for low speed vessel［C］／／Proceedings of 3rd PAAMES and AMEC，2008：63－68.［12］Lu Fang，Huang Hongbo.Cavitation observation and pressure fluctuation measurements for model propellers of××D WT bulk carrier ［R］.无锡：702所科技报告，2008.［13］黄红波，陆芳.涡流发生器在民船减振上的应用研究［R］.无锡：702所科技报告，2010.［14］Rixon G S，Johari H.Development of a steady vortex generator jet in a turbulent boundary layer［J］.Transaction of the ASME，2003，125：1006－1015.［15］郭婷婷，徐忠，李少华.2种角度横向紊动射流的实验分析［J］.西安交通大学学报，2003，37（11）：1 207－1 210.［16］孙得川，蔡体敏.超声速流动中横向射流场的影响参数［J］.推进技术，2001，22（2）：147－150.［17］Liu X M，Nishi M.Time－averaged flow in a conical diffuser with vortex generator jets［C］／／The Fourth Internation Conference on Pumps and Fans.Beijing（Invited Paper），2002.。
空气动力学
民用航空先进空气动力学技术发展趋势——简论大型客机的减阻与增升高忠剑（南昌航空大学飞行器工程学院11062116）摘要空气动力学作为航空科学的重要基础学科，其研究发展的水平是航空科学先进性的重要标志。
现代民机设计对飞机的安全性、经济性、舒适性和环保性提出了越来越高的要求，空气动力设计对大型客机确保安全性，提高经济性，改善舒适性、注重环保性起着至关重要的作用。
本文分别对大型飞机减阻技术和增升技术的机理进行阐述，在对各种减阻机理研究的基础上，简单介绍了各种具有工程应用价值的减阻技术和增升措施，并针对大型飞机和气动技术发展的趋势，提出应该重点发展的减阻增升技术发展方向。
关键词减阻机理研究CFD技术1前言从技术发展角度，在航空器的发展过程中，增升减阻与降低重量始终是改善飞机性能的两大重要课题。
民用航空器的发展尤其如此，对于中长航程大型飞机而言，降低巡航阻力，提高升阻比可以有效改善航程参数（MaL/D），从而提高飞机的使用经济性。
大型飞机性能的提高将在很大程度上依赖降低空气阻力。
由于黏性阻力与升力特性都和流动密切相关，因此增升减阻基本上都是从流动控制的角度上来展开研究的。
通过采用流动控制技术改变流场结构来实现飞行器增升减阻的基本原理就是推迟或消除机翼和其他气动型面上的分离和失速。
2大型飞机减阻机理研究及技术实现飞机阻力一般分为压差阻力和摩擦阻力，其中压差阻力主要由升致诱导阻力和尾阻两部分组成。
对以高亚音速飞行的大多数飞机而言，摩阻和诱导阻力是重要的两种阻力形式，分别占到总阻力的50%和30%左右，两者之和可以达到80%以上，因此应该是重点关注的研究方向。
2.1减阻机理研究既通过飞行器阻力产生的不同物理机理实现减阻措施的研究。
2.1.1摩阻减阻机理摩阻其本质是黏性阻力，而黏性阻力大小则与流动是层流还是湍流有关。
所以目前针对摩阻的减阻机理研究主要包括两方面：（1）层流化设计减阻层流阻力比相同雷诺数湍流阻力要小90%，通过某些技术手段延缓转捩，可以有效减小阻力，提高燃料利用率，从而减低运营成本，提高经济效益。
风机叶轮空气动力学
前言
• 风力发电的原理是利用风力带动风机叶轮旋转 （风能转换成机械能），再通过传动轴驱动发电 机产生电能（机械能转换成电能）。因此，风机 叶轮效率的高低直接影响了发电系统产生电能的 多寡。 • 本次课程将对风机叶轮系统涉及的主要空气动力 学理论和技术作一简单介绍，以供参考。 一、 影响风机性能的重要几何参数 二、风机叶片性能分析技术 三、风机叶片上的流场控制装置
它充分考虑了尾迹对自身的作用和叶片与尾迹之间的相互干扰因此它是一种更准确且物理上正确的方法涡流理论风机叶片上的流场控制装置涡流发生器涡流发生器通常安装在叶片的吸力面距离前缘1530弦长处借由延缓分离流的发生而提高最大升力但同时也使得阻力增加
叶轮空气 动力简介
朱雨 2008.02
新疆金风科技股份有限公司
翼型的气动特性
• 边界层的影响 翼型的气动特性和翼型表面的边界层密切相 关。在低雷诺数下，翼型表面从层流边界发展为 完全分离和失速；在中雷诺数下，翼型表面从层 流边界层经过分离气泡，再附着发展为湍流边界 层；在高雷诺数下，翼型表面从层流边界经过转 捩发展为湍流边界层。 不同的边界层发展情况对翼型的气动特性，特 别是阻力特性有较大的影响。尤为显著。
CFD方法
涡流理论
• 涡流理论在广义上，包括两个问题： 内部问题：通过叶片模型对叶片涡系的分析； 外部问题：通过尾迹模型对叶轮尾迹的分析。 • 外部问题一直是涡流理论的关注重点。其关键就 在于叶轮尾迹模型的选取。一般地，叶轮尾迹模 型可归纳为： 固定尾迹模型 预定尾迹模型 自由尾迹模型
涡流理论
风机叶轮性能分析技术
尽管作了准二维的假设，但是通过对叶素迎角 的修正，叶素理论考虑了旋翼的非均匀诱导入流 的三维效应。换言之，旋翼诱导速度不再假定是 均匀分布的；从而，能更真实地反映诱导速度沿 半径和方位角的变化。
前缘缝翼对翼型S809气动特性的影响
前缘缝翼对翼型S809气动特性的影响作者：郑文妞蒋笑王海鹏涂苏楼王生涛来源：《科技创新导报》2019年第04期摘 ; 要：控制风力机翼型的流动分离，可以提升翼型的气动特性。
本文采用数值模拟方法研究了前缘缝翼对风力机专用翼型S809气动特性的影响。
分析了加装前缘缝翼对翼型S809升、阻力系数和压力系数的影响，并揭示了对翼型S809边界层控制的机理。
研究结果表明，前缘缝翼可以有效地提升翼型的气动特性，增大升力系数，推迟翼型边界层的流动分离。
关键词：前缘缝翼 ;翼型S809 ;气动特性 ;流动分离中图分类号：TK83 ; ; ; ; ; ; ; ; ; ; ; ; ; ; ; ; ;文献标识码：A ; ; ; ; ; ; ; ; ; ; ; ;文章编号：1674-098X（2019）02（a）-0017-03由于粘性摩擦力和逆压梯度的影响[1]，导致边界层存在着流动分离。
流动分离和动态失速会导致风力机叶片疲劳载荷增加，从而降低风力机的整体效率。
因此，通过控制边界层的流动分离和延缓动态失速是可以改善风力机的气动性能的。
边界层流动分离控制技术在许多领域也得到了广泛的研究。
同时边界层流动控制技术也是风能研究的热点问题。
边界层流动分离控制技术可分为被动控制技术和主动控制技术[2]。
这些技术主要是通过增强边界层流动的动能来抑制或延缓流动分离现象。
被动控制技术是指一种简单有效的不需要外加功率的方法。
例如，Gurney襟翼可以控制边界层的压力梯度[3];涡流发生器可以增加边界层的动能[4]。
前缘缝翼是一种边界层流动分离控制技术，可实现被动控制技术或主动控制技术。
Pechlivanoglou等[5]研究了一种固定辅助前缘翼型来控制风力机叶片根部流动分离。
Elhadidi等[6]设计了主动板条提高翼型升力系数，延缓了流动分离。
该活动板条由旋转叶片组成，可关闭、完全打开和间歇打开。
Yavuz等[7]采用数值方法和实验方法研究了板条翼型布置对风力机气动性能的影响。
【国家自然科学基金】_边界层控制_基金支持热词逐年推荐_【万方软件创新助手】_20140730
合成射流 可控电流源 变结构控制 变形体流体力学 压气机叶栅 华南前汛期 加权eno格式 功率谱密度 前掠 分离流动 减阻特性 准滑模控制 冷湖效应 再定向 全局姿态机动 充液航天器 低雷诺数 低普朗特数流体 低压涡轮 传质 优化条件 介质阻挡放电等离子体 乳状液膜 主动模拟 临界侵蚀风速 临界侵蚀盖度 三维颗粒轨迹重建 t-s波 ptv n-s湍流场 mocvd反应器设计 cr3+
科研热词 边界层 边界层分离 数值模拟 滑模控制 流动控制 鲁棒性 非线性系统 静电悬浮 边界层调节 自然对流 等离子体 滑模变结构控制 湿蒸汽 有源静电轴承 接触熔化 大涡模拟 壁湍流 减阻 冲蚀预测 两相流动 高负荷 驻点 风雷达 风廓线 非线性 非稳态气流喷射 附面层 钙华沉积 连续膜模型 进气道 近似解 迎风差分格式 边界层吸附 边界层厚度 边界层分离控制 转捩控制 计算 被动控制 菱形腔 航宅发动机 臭氧 自适心控制 自然层流转捩 自发凝结 腐蚀产物保护膜 线性稳定性理论 粗糙带 管内熔化 等分布原理 稳态误差 稳定性 移动火焰锋面模型
状态空间平均 滑模变结构控制 湍流边界层 湍流调制 湍流积分长度 湍流发生器+ 湍流 液压伺服系统 涡旋射流 流向涡 流动结构 流动分 油滴显示 永磁球形步进电动机 水甲槽道 正弯 模糊变结构控制 模式识别 标度分析 标度关系 柔壁流动控制 有限元 时频分析 旋涡分离流 数值计算 数值仿真 敏感性试验 效率 改进的渐进前沿模型 探空观测 指数趋近率 抖振削弱 抖振 微型热膜传感器阵列 幂律流体 嵌套数值模拟 山谷风 展向速度 局部抽吸 小波变换 射流襟翼 射流控制元件强紧致格式 射流一尾迹结构 对流边界层 室内模拟 子波变换 失速裕度 失速 大涡模拟 大气边界层垂直结构 多尺度相干结构 声流 声压 地表动量通量
赛车空动优化的秘密
赛车空动优化的秘密作者：梁子平来源：《汽车之友》2014年第21期对于方程式赛车而言，车身的空气动力学可以很大程度上影响赛车的操控性能。
但由于空气动力学套件工作时受到多方面的影响，使得在某些条件下这些套件无法适应复杂的外界环境，极大地降低赛车的性能。
本文将以FSC赛车和F1赛车为技术背景，讨论从优化边界层的角度可以为赛车的空气动力学性能带来怎样的提升。
什么叫边界层赛车的前翼、尾翼和扩散器，虽然工作原理和各自所处的气流环境存在较大差异，但它们却有一个共同点：必须利用气流的持续附着才能正常工作。
一旦引发气流失速，这些套件都将失效，无法为赛车提供足够的负升力。
一般程度上来说，气流的分离往往是物面的粘滞作用和逆压梯度造成的，而这又与边界层密切相关。
通过翼面开槽、安装涡流发生器等措施，可以为翼面下方提供能量，弥补流速损失，进而优化边界层，延迟失速的发生。
因此，对边界层的处理和优化对于一辆方程式赛车而言至关重要。
流体流过物面的过程中，由于受到粘滞作用的影响程度不同，使得沿壁面法线方向存在相当大的速度梯度，我们将紧贴物面、沿物面法线方向速度变化很大的一层流体称为边界层。
在离物面较远处，粘性力比惯性力小得多，可以把黏性应力略去不计，按无粘流体处理；而在紧贴物面的一层，粘滞力完全占主导作用，流体的流速为零。
因此，可以将边界层理解为紧贴物面受黏性影响显著的流体薄层。
通常将边界层的厚度δ定义为从物面到约等于99%的外部流动速度处的垂直距离，而流速达到0.99v处定义为边界层的外边界。
在这一边界之外，可以近似忽略粘性影响。
由于气流在流动过程中受到黏性影响使得速度有所损耗，因此流动越向下游，边界层越厚。
根据雷诺数的大小，边界层内的流动有层流与湍流两种形态。
一般上游为层流边界层，下游从某处以后转变为湍流，且边界层急剧增厚。
层流和湍流之间有一过渡区。
当所绕流的物体被加热（或冷却）或高速气流掠过物体时，在邻近物面的薄层区域有很大的温度梯度，这一薄层称为热边界层。
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无 吸负压时 边界层分离 照片
单侧 吸负压时 边界层 照片状态
双侧 吸负压时 边界层 照片状态
其他：边界层 控制 整流
实拍： A320 机头 整流条
实拍： 波音 747机头 整流条
曲尖翼 涡流 阻断
Vortex generators A wind turbine blade does not have the same aerodynamic efficiency along its entire length. Towards the root, thick airfoils are
风力发电机 叶片翼面 涡流发生片阵列， VG
实拍：Vestas 叶片翼面 前缘扰流条， VG
实拍：Vestas 实拍：波音 747 翼面 襟翼 正压增流
实拍：波音 747 翼面 襟翼 正压增流
翼面 负压整流
机翼表面 吸负压时 边界层 照片状态
翼面 采用 吸负压 已达到层流边界层 控制之目的 （美国NASA）
湍流 边界层 在曲面下游 才发生分离，见 实验照片
另一组 层流、湍流 边界层 分离 实验照片
实拍：海军 陆战队 战机翼面 涡流发生片， VG
实拍：波音 767 翼面 涡流发生片， VG
实拍：波音 737 翼面 涡流发生片， VG 机翼前缘 起飞时变角
实拍：波音 767 翼面 涡流发生片， VG 巡航时 前缘收起
翼面 边界层 控制 目的：延缓边界层分离 增加来流与翼面附着 结果：提高升力 减小阻力 防止失速 增加稳定
方法（有三）：-- 上游扰流 -- 翼面襟翼正压增流
（注意：Riso有一小组在做 这个方面的项目）
-- 翼面负压整流
陈 宇奇 2010-05-16 于 美国 田纳西
上游 扰流
层流 边界层 在半途中便发生了 分离，见 实验照片