附面層

邊界層首先由路德維希·普蘭特（Ludwig Prandtl）在1904年8月12日在德國海德堡舉行的第三屆國際數學家大會上提出的論文中定義。它通過將流場劃分為兩個區域來簡化流體流動方程：一個在邊界層內，流體運動受粘度支配，邊界體所受的大部分阻力由此產生;一個邊界層之外，其粘度可以忽略，而對方程的解沒有顯着影響。

水、空氣或其它低粘滯性流體沿固體表面流動或固體在流體中運動時，在高雷諾數情況下，附於固體表面的一層流體稱為邊界層。以空氣為例，空氣流過物體時, 由於物體表面不是絕對光滑的, 加之空氣具有粘性, 所以, 緊貼物體表面的一層空氣受到阻滯, 流速減小為零。這層流速為零的空氣又通過粘性作用影響上一層空氣的流動, 使上層空氣流速減小。如此一層影響一層，在緊貼物體表面的地方，就出現了流速沿物面法線方向逐漸增大的薄層空氣，通常將這一薄層空氣稱為附面層。邊界層內的流速沿垂直於運動方向連續變化,該速度連續下降直到邊界上流體質點相對靜止為止。

如上所訴，氣流存在附面層效應，也就是貼着機身的氣流會減速到接近停止。這種停止的氣流被吸入進氣道會導致發動機停車。是貫穿航空動力學的一大難題。

層狀邊界層可以根據其結構和創建情況進行鬆散分類。當流體旋轉並且粘性力通過科里奧利效應（而不是對流慣性）平衡時，形成Ekman層。在傳熱理論中，產生熱邊界層時，表面可以同時具有多種類型的邊界層。氣流的粘性降低了表面的局部速度，造成了邊界的摩擦。邊界層是機翼表面上由於粘度而降低或停止的空氣層，邊界層流有兩種不同的類型：層流和湍流 ^[1] 

層狀邊界層流

層流邊界是非常平穩的流動，而湍流邊界層包含漩渦或“渦流”。層流產生比湍流更少的表面摩擦阻力，但是較不穩定。機翼表面上的邊界層流動以平滑層流開始，當流動從前緣延伸回來時，層流邊界層的厚度增加。

湍流邊界層流

在距離機翼前緣一段距離的地方，平滑的層流分解並轉變成湍流。從拖拽的角度來看，建議儘可能地從機翼上的層流到湍流的過渡，或者在機翼表面的邊界層保留大量層狀部分。然而，低能量層流比湍流層更容易分解。

邊界層的概念是1904年德國著名的力學家普朗特在海德爾堡第三屆國際數學家學會上宣讀的“關於摩擦極小的流體運動”的論文中首先提出的。他根據理論研究和實際觀察，證實了對於水和空氣等粘性係數很小的流體，在大雷諾數下繞物體流動時，粘性對流動的影響僅限於緊貼物體壁面的薄層中，而在這一薄層外粘性的影響很小，完全可以忽略不計。普朗特把這薄層稱為邊界層，或稱附面層。 ^[2] 

如圖1所示大雷諾數下粘性流體繞流翼型的二維流動，在極狹窄的邊界層內流體的速度由壁面上的零值急劇地增加到與來流速度同量級的數值，於是在壁面法線方向上的速度梯度很大，即使流體的動力粘性係數很小，但粘性力仍然可達到很大的數值，所以在邊界層內的粘性力和慣性力具有同一數量級。由於速度梯度很大，流體內有相當大的旋渦強度，所以邊界層內是有旋流動。當邊界層內的有旋流動與壁面分離時，在物體後形成一個速度梯度仍較顯著的尾跡區域，由於粘性影響，尾跡中旋渦逐漸擴散，旋渦的動能逐漸變成熱能而耗散掉。

對於米格15、米格21等機頭進氣飛機，由於進氣道本身就是機頭中心，所以不存在附面層問題。但是如殲10、F16腹部進氣道，蘇27、F15兩側進氣道進氣的氣流都會跟機身摩擦產生附面層，所以這些進氣道都要加裝附面層隔道，這就是帶附面層隔道的進氣道。 ^[3] 

這種進氣道是在高速乘波機理論的啓發下面提出的，利用了超音速激波增壓原理。在飛機大M數飛行時，激波貼附在進氣口邊緣，波後突然增壓的氣流進入進氣道，CARET進氣道通過氣流經過激波後使氣流減速，而經過激波減速後的氣流是均勻的，這部分氣流可以有效的提高進氣道內部的氣流性能，適合發動機的進氣需要，不需要安裝複雜的進氣調節控制系統。在進氣道內部有多派跗面層吸收孔，在進氣道側面有1個固定排氣開口，可排出附層面空氣。

目前只有美國的F22、F-18E/F等少數機型採用了這種進氣道佈局。 ^[4] 

DSI進氣道則比加萊特進氣道更進一步，利用現代的計算空氣力學技術，設計出來一個鼓包，同時實現超音速氣流減速、附面層分離，這樣比起加萊特進氣道還省掉了附面層分離裝置，進一步減小了雷達反射截面積，還減輕了重量。目前殲20、F35等先進五代戰鬥機（2009年後的五代分代法），殲10B、梟龍等最新改進型四代戰鬥機採用這種進氣道。目前僅中美兩國掌握。 ^[4-5]