边界层分离

高迎角机翼出现气流的边界层分离现象

边界层分离是一种流体的现象，是指原本紧贴物体表面流动的边界层脱离物体表面。

当固体在流体中运动（或是一静止固体放在运动的流体中），由于黏滞力的作用，在靠近固体表面的流体会出现边界层。依照局部流场的雷诺数不同，边界层内的流体可分为层流或是紊流。

若边界层受到逆压梯度的影响，使得边界层相对物体的速度渐渐下降，甚至接近0，此时就会出现边界层分离的现象。此时流体的流动脱离物体的表面，会产生涡流及涡旋。在空气动力学中，边界层分离会使得阻力上升，特别是因为位在物体前后流体的压强差上升，使得压差阻力变大。因此许多空气动力学及水动力学的研究都在探讨如何设计物体的表面及外形，以减缓边界层的分离，尽可能使边界层维持在物体的表面。由于紊流的边界层受到逆压梯度的影响较小，因此许多物体会刻意让表面不光滑，以产生紊流的边界层，例如网球上的绒毛、高尔夫球上的凹孔、滑翔机上的扰流器等。轻型飞机上会有涡旋产生器来控制边界层的分离，高迎角飞机（如F/A-18黄蜂式战斗攻击机）的机翼会有前缘延伸面，也是为了类似的目的。

在边界层分离时，物体表面的流体会反向流动。因此边界层厚度会突然变厚，而且局部反向流动的流体会对物体施力。

逆压梯度

有关边界层内的速度分布，由左至右分别是沿著流线上游、中游及下游的速度分布，第3张图下方的速度已为负值，表示已出现边界层分离的情形

反向流动主要是由于边界层外的位流对边界层施加的逆压梯度所造成。边界层内沿著流线的动量方程式可以用下式来近似

$u{\partial u \over \partial s}=-{1 \over \rho }{dp \over ds}+{\nu }{\partial ^{2}u \over \partial y^{2}}$

其中$s,y$分别是流线的座标及和流线垂直的座标。

当$dp/ds>0$时，出现逆压梯度的现象，若逆压梯度够大，会使得速度$u$沿著流线$s$减少，最后甚至可能变为零或负值。

影响边界层分离的因素

边界层是否会分离是依沿著表面的速度梯度$du_{o}/ds$分布为正值或负值而定，依照微分形式的白努利定律，速度梯度和压强梯度有关：

$\rho u_{o}{du_{o} \over ds}=-{dp \over ds}$

在分离点处，物面上速度梯度有：

${{\left.{\frac {{\text{d}}u}{{\text{d}}s}}\right|}_{y=0}}=0$ 并且 ${\frac {{{\partial }^{2}}u}{\partial x\partial y}}<0$

一般而言，要让紊流边界层分离所需$du_{o}/ds$的大小，会比层流边界层下的$du_{o}/ds$要大，因此前者容许较快的流体减速，不会造成边界层分离。

另一个与边界层分离有关的是雷诺数，对于已知的速度梯度分布$du_{o}/ds$，随著雷诺数的提高，紊流边界层的分离阻力会略为提高。相反的，层流边界层的分离阻力不随雷诺数而改变。

内流场的边界层分离

内流场也会出现边界层分离的情形，例如管路中的截面积突然变大就可能造成边界层分离。边界层分离的原因是在流体膨胀时会出现的逆压梯度，因此原在原边界层内产生一新的回流流场分离。分隔回流流场和管路中央流场的流线称为分界流线（dividing streamline），当分界流线又贴近管路边界时称为再接触点（reattachment point）。后续流场会达到一平衡状态，此时就不会出现回流或反向的流场。

边界层分离的影响

边界层分离一般会带来不好的影响。

当边界层分离时，其位移厚度会迅速增加，影响外面的位流及压强场。若此情形出现在机翼上，压强场的变化会让压差损失提高，若压差损失增加太多，飞机出现升力丧失及失速等的情形。若是内流场，边界层分离会增加流动损失，同时也会出现类似失速的情形，例如压缩机的喘振（surge）。

边界层分离的另一个影响是涡旋脱落，也就是卡门涡街。当涡旋开始脱离边界的表面，涡旋会以固定的频率离开边界表面。涡旋的周期性脱落会使得附近的结构产生振动，当振动频率接近共振频率，会造成严重的结构破坏。

参见

• 空气动力学
• 霜
• 达朗伯特悖论
• 马格努斯效应

外部链接

• Aerospaceweb-Golf Ball Dimples & Drag （页面存档备份，存于互联网档案馆）
• Aerodynamics in Sports Equipment, Recreation and Machines – Golf – Instructor