接着上一期的湍流边界层（《湍流边界层的纹影显示》)，这一期将介绍层流边界层到湍流边界层的转变过程。流体力学的课本里通常把该过程叫做“转捩”。捩，读作liè，是一个生僻的汉字。捩者扭转也，边界层转捩合起来就是流动边界层状态的转变，即从层流变化为湍流。对于这一流动现象的命名，英文叫做Transition，简单直接，但是似乎缺少了点中文的美感。

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

Transition的过程连接了层流和湍流边界层，图1对比了两种边界层的速度型面（Velocity Pofile）。在紧贴壁面的相同高度处，湍流边界层速度比层流边界层要高（如图中y=0.0001m处），而壁面处的速度都是0（非滑移边界Non-Slip Boundary Condition），所以在壁面处湍流边界层具有相对较高的速度梯度（du/dy）。

牛顿摩擦定律告诉我们表面的摩檫阻力和速度梯度成正比，即

f=μ*du/dy

其中μ为流体的动态粘性系数。根据这个公式，湍流边界层会则会产生更多的摩擦阻力，所以可以得出一个重要结论：

知识点铺垫好了，我们就要解决标题中的问题了：“为什么要研究转捩？” 答案其实很多，其中一个重要原因就是想通过研究转捩，从而推迟transition的发生，让流动边界层尽可能多地以层流形式存在，实现阻力的降低。国际范围内很多人正在从事这个课题的研究，尝试着为运输机和客机减小阻力，降低油耗和温室气体排放。图2中展示了Airbus的层流机翼项目，该项目把自然层流（Natural Laminar Flow）翼型安装到A340验证机的外部机翼上并进行了飞行验证实验。

对比图2中的A340原始机翼和实验NLF机翼，后者的后掠角更小。我们知道高亚音速客机的大后掠角是为了提高飞机的临界马赫数。从而可以推断，NLF机翼后掠角偏小，说明巡航的马赫数会有所降低，同样的距离飞行时间也会变长。这样的变化你能接受吗？

2. BL Transition的纹影显示

边界层转捩的纹影流动显示本身属于难度比较高的实验项目，因为只有高马赫数（Ma>0.3）下的边界层才能被显示出来，然而一般超音速和跨音速风洞尺寸都比较小，模型自然也就不大。这样，模型表面的边界层会非常薄。另外，由于转捩受到很多方面的影响，比如模型表面的粗造度，压力梯度和来流的湍流度，高速情况下边界层转捩很快就会发生。所以需要设计和加工一个精致的模型。那么，就来看看边界层转捩的纹影显示吧。

图3显示了马赫数0.5下平板边界层的发展。可以看到平板表面的边界层虽然非常薄，但是沿流动方向逐渐增长。在发展到平板尾部已经成为湍流边界层，厚度也接近2mm，边界层内部的脉动也被显示了出来。很有意思的是，纹影图像还顺带显示了垂直支撑杆尾迹中的漩涡脱落，我们甚至可以计算出漩涡脱落的频率。

由于平板表面的边界层实在太薄，有必要对局部进行放大才能看到层流到湍流的转捩。通过对图4进行观察，可以发现在平板前缘约0-15mm的距离内边界为层流（厚度低于1mm），然后经过转捩区过渡到湍流。随后湍流边界层厚度沿着流动方向自然增长，内部的脉动也原来越明显。

同样的模型，进一步把马赫数提高到0.65，可以发现边界层转捩提前了，湍流边界层占据了更大的区域，说明提高马赫数让转捩提前发生了，增加了层流控制的难度。这也解释了为什么NFL飞机的巡航马赫数会一些的原因。

在图6中对比了两个马赫数下平板表面边界层的放大图，此时可以看出在较高马赫数下，湍流边界层的起点非常接近模型的前缘。由于较长的发展空间，边界层最后的高度也略高于低马赫数下的湍流边界层。

3. 总结

至此我们通过纹影已经熟悉了湍流边界层和层流到湍流的转捩这两个重要现象。在进入激波边界层干扰之前，我们还需要单独把激波拿出来讲解一下，请看下回分解！