边界层分离

在流体动力学中，流动分离或边界层分离是边界层从表面分离到尾流中。

只要流体和固体表面之间存在相对运动，并且靠近表面的流体层中存在粘性力，就会存在边界层。 流动可以在外部，围绕身体，或在内部，在封闭的通道中。 边界层可以是层流或湍流。 可以通过计算局部流动条件的雷诺数来合理评估边界层是层流还是湍流。

例如，在通过流线体的最厚部分或通过加宽的通道后，随着压力增加，流动速度变慢，从而发生分离。

逆着增加的压力流动被称为逆压梯度流动。 当边界层在逆压梯度中行进足够远时，边界层就会分离，边界层相对于表面的速度已经停止并反转方向。 流动变得与表面分离，取而代之的是漩涡和漩涡的形式。 流体一旦分离就会对表面施加恒定压力，而不是如果仍然附着则持续增加压力。 在空气动力学中，流动分离导致升力降低和压力阻力增加，这是由物体前后表面之间的压力差引起的。 它会导致飞机结构和控制面抖振。 在内部通道中，分离会导致机械叶片失速和振动，并增加进气口和压缩机的损失（降低效率）。 在空气动力学和流体动力学表面轮廓的设计中投入了大量的努力和研究，并增加了延迟流动分离和尽可能长时间保持流动附着的特征。 例子包括网球上的毛皮、高尔夫球上的凹坑、滑翔机上的湍流器，它们会导致早期过渡到湍流； 飞机上的涡流发生器。

流动反转主要是由外部势流对边界层施加的逆压梯度引起的。 边界层内的流向动量方程近似表示为

u ∂ u ∂ s = − 1 ρ d p d s + ν ∂ 2 u ∂ y 2 {\displaystyle u{\partial u \over \partial s}=-{1 \over \rho }{dp over ds}+{\nu }{\partial {2}u \over \partial y{2}}}

其中 s , y {\displaystyle s,y} 是流向和法向坐标。逆压梯度是当 d p / d s >; 0 {\displaystyle dp/ds>0} ，然后可以看出这会导致速度 u {\displaystyle u} 沿 s {\displaystyle s} 减小，如果逆压梯度很强，则可能变为零 足够。

边界层分离的趋势主要取决于不利或负边缘速度梯度的分布 d u o / d s ( s ) <; 0 {\displaystyle du_{o}/ds(s)<0} 沿表面，这又通过伯努利关系的微分形式与压力及其梯度直接相关，这与动量相同 外无粘流方程。

ρ u o d u o d s = − d p d s {\displaystyle \rho u_{o}{du_{o} \over ds}=-{dp \over ds}}

但是，对于湍流而言，分离所需的 d u o / d s {\displaystyle du_{o}/ds} 的一般大小要比层流大得多，前者能够承受近一个数量级的强流动减速。 次要影响是雷诺数。 对于给定的不利 d u o / d s {\displaystyle du_{o}/ds} 分布，湍流边界层的分离阻力随着雷诺数的增加而略有增加。 相反，层流边界层的分离阻力与雷诺数无关——这是一个有点违反直觉的事实。

内部流动可能发生边界层分离。 它可能是由诸如快速膨胀的管道管道等原因引起的。 分离是由于流动膨胀时遇到的逆压梯度而发生的，从而导致分离流的扩展区域。 将再循环流和通过管道中心区域的流分开的流部分称为分流流线。 分界流线再次附着到墙上的点称为重新附着点。 随着流向下游更远，它最终达到平衡状态并且没有逆流。

当边界层分离时，其残余物形成剪切层，并且剪切层和表面之间分离的流动区域的存在改变了外部势流和压力场。 在机翼的情况下，压力场的改变会导致压力阻力的增加，如果足够严重，还会导致失速和损失。