接著上一期的湍流邊界層（《湍流邊界層的紋影顯示》)，這一期將介紹層流邊界層到湍流邊界層的轉(zhuǎn)變過程。流體力學(xué)的課本里通常把該過程叫做“轉(zhuǎn)捩”。捩，讀作liè，是一個生僻的漢字。捩者扭轉(zhuǎn)也，邊界層轉(zhuǎn)捩合起來就是流動邊界層狀態(tài)的轉(zhuǎn)變，即從層流變化為湍流。對于這一流動現(xiàn)象的命名，英文叫做Transition，簡單直接，但是似乎缺少了點中文的美感。

1. 為什么要研究Boundary Layer (BL) Transition

Transition的過程連接了層流和湍流邊界層，圖1對比了兩種邊界層的速度型面（Velocity Pofile）。在緊貼壁面的相同高度處，湍流邊界層速度比層流邊界層要高（如圖中y=0.0001m處），而壁面處的速度都是0（非滑移邊界Non-Slip Boundary Condition），所以在壁面處湍流邊界層具有相對較高的速度梯度（du/dy）。

牛頓摩擦定律告訴我們表面的摩檫阻力和速度梯度成正比，即

f=μ*du/dy

其中μ為流體的動態(tài)粘性系數(shù)。根據(jù)這個公式，湍流邊界層會則會產(chǎn)生更多的摩擦阻力，所以可以得出一個重要結(jié)論：

知識點鋪墊好了，我們就要解決標(biāo)題中的問題了：“為什么要研究轉(zhuǎn)捩？” 答案其實很多，其中一個重要原因就是想通過研究轉(zhuǎn)捩，從而推遲transition的發(fā)生，讓流動邊界層盡可能多地以層流形式存在，實現(xiàn)阻力的降低。國際范圍內(nèi)很多人正在從事這個課題的研究，嘗試著為運(yùn)輸機(jī)和客機(jī)減小阻力，降低油耗和溫室氣體排放。圖2中展示了Airbus的層流機(jī)翼項目，該項目把自然層流（Natural Laminar Flow）翼型安裝到A340驗證機(jī)的外部機(jī)翼上并進(jìn)行了飛行驗證實驗。

對比圖2中的A340原始機(jī)翼和實驗NLF機(jī)翼，后者的后掠角更小。我們知道高亞音速客機(jī)的大后掠角是為了提高飛機(jī)的臨界馬赫數(shù)。從而可以推斷，NLF機(jī)翼后掠角偏小，說明巡航的馬赫數(shù)會有所降低，同樣的距離飛行時間也會變長。這樣的變化你能接受嗎？

2. BL Transition的紋影顯示

邊界層轉(zhuǎn)捩的紋影流動顯示本身屬于難度比較高的實驗項目，因為只有高馬赫數(shù)（Ma>0.3）下的邊界層才能被顯示出來，然而一般超音速和跨音速風(fēng)洞尺寸都比較小，模型自然也就不大。這樣，模型表面的邊界層會非常薄。另外，由于轉(zhuǎn)捩受到很多方面的影響，比如模型表面的粗造度，壓力梯度和來流的湍流度，高速情況下邊界層轉(zhuǎn)捩很快就會發(fā)生。所以需要設(shè)計和加工一個精致的模型。那么，就來看看邊界層轉(zhuǎn)捩的紋影顯示吧。

圖3顯示了馬赫數(shù)0.5下平板邊界層的發(fā)展?？梢钥吹狡桨灞砻娴倪吔鐚与m然非常薄，但是沿流動方向逐漸增長。在發(fā)展到平板尾部已經(jīng)成為湍流邊界層，厚度也接近2mm，邊界層內(nèi)部的脈動也被顯示了出來。很有意思的是，紋影圖像還順帶顯示了垂直支撐桿尾跡中的漩渦脫落，我們甚至可以計算出漩渦脫落的頻率。

由于平板表面的邊界層實在太薄，有必要對局部進(jìn)行放大才能看到層流到湍流的轉(zhuǎn)捩。通過對圖4進(jìn)行觀察，可以發(fā)現(xiàn)在平板前緣約0-15mm的距離內(nèi)邊界為層流（厚度低于1mm），然后經(jīng)過轉(zhuǎn)捩區(qū)過渡到湍流。隨后湍流邊界層厚度沿著流動方向自然增長，內(nèi)部的脈動也原來越明顯。

同樣的模型，進(jìn)一步把馬赫數(shù)提高到0.65，可以發(fā)現(xiàn)邊界層轉(zhuǎn)捩提前了，湍流邊界層占據(jù)了更大的區(qū)域，說明提高馬赫數(shù)讓轉(zhuǎn)捩提前發(fā)生了，增加了層流控制的難度。這也解釋了為什么NFL飛機(jī)的巡航馬赫數(shù)會一些的原因。

在圖6中對比了兩個馬赫數(shù)下平板表面邊界層的放大圖，此時可以看出在較高馬赫數(shù)下，湍流邊界層的起點非常接近模型的前緣。由于較長的發(fā)展空間，邊界層最后的高度也略高于低馬赫數(shù)下的湍流邊界層。

3. 總結(jié)

至此我們通過紋影已經(jīng)熟悉了湍流邊界層和層流到湍流的轉(zhuǎn)捩這兩個重要現(xiàn)象。在進(jìn)入激波邊界層干擾之前，我們還需要單獨(dú)把激波拿出來講解一下，請看下回分解！