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双弧形机翼超音速绕流的波系 激波边界层相互干扰 平板前缘激波 边界层对激波的影响 楔前缘的边界层效应 激波对边界层的干扰： 跨越激波后，压力会急剧上升，在边界层中形成很多的逆压梯度，容易造成边界层的分离。 超音速绕流的激波-膨胀波法 激波-膨胀波反射及相互作用 膨胀波的反射 膨胀波在固壁上的反射 这里外折角 非常小，因此膨胀波可以用单个Mach波O-L和L-C表示。 膨胀波的终止 上壁面有与下壁面相同的内折角 时，膨胀波终止（可以认为上壁面处产生向内的压缩波） 膨胀波的相交 膨胀波在自由边界上的反射 有限外折角的膨胀波反射 有限外折角时膨胀波不是单一的Mach波，反射区波不是直线。 膨胀波在管形设计中的应用 激波在固壁上的反射 正常反射，折角 比较小，不产生脱体激波，MN为入射斜激波和NQ为反射斜激波。 非正常反射(Mach反射) 入射角过大，会在N点产生脱体激波： NR是Mach杆，NQ是斜激波，T是剪切层（混合层），产生面涡。 激波的终止 超声速流Ma1在管内流动。若下壁面的M点内折 角,则产生斜激波MN,与上壁交于N点。若在N点将上壁面也往上折 角,则Ⅱ区气流方向与上壁折转面平行,囚而不受任何扰动作用,在N点没有反射波出现,激波即中止于N点。 异侧激波的相交 超声速气流流过两个不对称的尖劈如图所示，产生两道激波AC和BC,波后气流分别与壁面AD及BE平行。因 所以,一般地说,Ⅱ 区及Ⅲ区气流的方向和压强都不同,彼此互为对方的强扰动源,彼此强迫对方调整。 激波的中止是不可能实现的,必然从C点叉产生两道激波CD和CE。假设波后的接触面为CF,其两侧(即Ⅳ区及Ⅴ区)气流的速度方向及压强都相等。结论:两道异侧激波相交后,仍产生两道激波。 激波CD及CE前后的压强比(或激波强度),可以按Ⅳ区及Ⅴ区气流方向相同及压强相等萼条件来确定,具体求法如下:假设Ⅱ区气流经激波CD后,上折 角,则Ⅳ区气流与I区气流夹角为 Ⅲ 区气流经激波CE后,下折 角,则Ⅴ区气流与I区气流夹角为 。因此,方向一致的条件可以表示为 压强相等条件为： 异侧激波的不正常相交 当 太大和Ma1太小时，会出现脱体激波，产生非正常相交。 同侧激波相交 交点处的反射波 激波在自由边界上的反射及口外波系 激波反射的应用（激波锥） 进气道前的正激波。 为了减少阻力，和与发动机压气机的压强匹配，采用调节激波锥实现。 超音速进气道中的波系。 加装了头部激波锥的歼6战斗机（左）和没有加装头部激波锥的歼6战斗机（右） 歼7战斗机头部进气道可调节的激波锥 （上） 幻影2000战斗机两侧进气道前部的激波锥（下） 激波反射的应用（冲压式发动机） 涡轮喷气式发动机 冲压式发动机结构图 冲压式发动机原理图 超音速飞行冲压式发动机原理图：A-B-C-D为压缩段（斜激波压缩）； D-E为亚音速扩张段；E-F为燃烧室；F-G-H为喷管。 推力升力组合体 X-43为采用推力升力组合体的高超音速飞行器 “流星”导弹采用整体式火箭-冲压发动机，火箭和冲压发动机共用燃烧室 采用冲压式发动机的中国c-101反舰导弹（左）和苏联SA-6地空导弹（右） 与 SR-71 同时代的 D-21 无人侦察机也是冲压发动机 小汤山中国航空博物馆中D-21的残骸 核冲压式发动机 SLAM 的核燃料棒直接就暴露在空气流里，直接加热空气，产生冲压推力 变循环发动机 冲压式发动机不能从零速度启动，变循环发动机为冲压式发动机和涡轮喷气式发动机的组合体。 采用变循环发动机的SR-71 激波与膨胀波相互作用 激波和膨胀波异侧相交 激波和膨胀波同侧相交 超音速绕流的激波膨胀波法 菱形机翼超音速绕流的波系