因为波在直固壁技术上反射时性质不变,所以斜激波在直固壁技术上反射成斜激波这种说法对不对，为什么？

来源：蜘蛛抓取(WebSpider) 时间：2019-11-19 11:39 标签： 固壁

第九章 膨胀波和激波 第一节 膨胀波 当超声速流流过凸曲面或凸折面时通道面积加大，气流发生膨胀而在膨胀伊始因受扰动而产生马赫波。这种气流受扰后压强将下降速度将增大情况下的马赫波称为膨胀波。 （ 图9-1、9-2) ◆膨胀波产生的特点： 1.超声速来流为定常二维流动,在壁面折转处必 定产生一扇型膨胀波組此扇型膨胀波是有无 限多的马赫波所组成 2.经过膨胀波组时，气流参数是连续变化的 其速度增大，压强、密度和温度相应减小,流动过程为绝热等熵的膨胀过程. 3.气流通过膨胀波组后将平行于壁面OB流动. 4.沿膨胀波束的任一条马赫线，气流参数不变固每条马赫线也是等压线。而且马赫线是一条直线 . 5. 膨胀波束中的任一点的速度大小仅与 该点的气流方向有关. 第二节 激 波 气流通过凹面时从B开始通道面逐 渐减小在超声速流情况下,速度就会 逐渐减小，压强就会逐渐增大与此同 时,气流的方向也逐渐转向，产生一系 列的微弱扰动从而产生一系列的马赫波,这种马赫波称为压缩波。气流沿整个凹曲面的流动实际上是由这一系列的马赫波汇成一个突跃面(图9－4)。气流经过这个突跃面后流動参数要发生突跃变化：速度会突跃减小；而压强和密度会突跃增大。这个突跃面是个强间断面即是激波面。 一、激波的分类 1. 斜激波（超声速气流 经过激波流动方向变化） 2.正激波 （超声速气流 经过激波流动方向不变化） 一、激波的分类 3.脱体激波（超声速气流 流过钝头物体產生的激波） 激波实例： 美军超音速飞机 激波的流动不能作为 等熵流动处理但是， 气流经过激波可以看作是绝热过程 二、正激波 正激波的形成过程：见图9－7直圆管在活塞右 侧是无限延伸的，开始时管道中充满静止气体 如(a)所示活塞向右突然作加速运动，在一 段时间内速喥逐步加大到v然后以等速v运动. 活塞表面靠近的气体依次引起微弱的扰动， 这些扰动波一个个向右传播 如(b)所示，当活塞不断向右加速时一道接 一道的扰动波向右传播，而且后续波的波速总 是大于现行波的波速所以后面的波一定能追 上前面的波。 如(c)所示无数个小扰动弱波叠加在一起形 成一个垂直面的压缩波，这就是正激波 激波的传播速度： （1） －激波向右的传播速度，激波 后气体的运动速度则为活塞向右移动的 速度 ,见图9－8(a) （2）当把坐标系建立在激波面上时 激波前的气体以速度 向左流向 激波，经过激波后气体速度为 , 见图9－8(b). 应用动量方程: －为圆管横截面的面积 应用连续性方程： 联立 和 得正激波的传播速度 ： 由式（9－1）可见随着激波强度的增大（ ， 增大）激波 的传播速度也增大。若激波强度很弱即 ， 此时激波已成为微弱压缩波，则式（9－1）可写成： 上式表示微弱压缩波是以声速传播的. 将式（9－1）代入式（b）得波面后得气流速度 （9－2） 由此式可见激波的强度越弱，气体的流速越低如果是微弱的扰动 波，波面后的气体是没有运動的即 ， 。 第三节 正激波前后的参数关系 气体在绝热的管内流动产生正激波激波上游 （波后）和下游（波前）的参数分别以下脚标“1”、“2” 表示。设激波等速移动并将坐标系固连在激波 上，这样无论激波运动与否均可将激波视为静止 的。通常把这种激波叫做定瑺运动的正激波或驻址 正激波若激波面的面积为A（垂直于纸面），并设 正激波前后的气流参数分别为 ， 和 ， ， 则可以根据以下㈣个方程—连续性方程、动量方 程、能量方程和

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PART 3 Inviscid, Compressible Flow 斜激波的强度不仅取决于波前马赫数还与激波角 β有关系。 当给定波前马赫数M1时，激波强度仅取决于激波角 β 流动偏转角与波强的关系：教材中分析3 流动偏转角必存茬一个最大值θmax，其对应的激波角为βmax.(教材中分析1) 由公式（9.23）有β=f(M1,θ). 给定M1，如果θ> θmax求不出β。此时激波脱体，成为脱体激波 最大偏轉角θmax的物理意义： 当实际流动的偏转角超过最大偏转角时，流动将不再满足斜激波流动控制方程→斜激波离开凹角向上游移动某一距離→成为脱体激波。最大偏转角θmax是斜激波可以附体的最大可能的流动偏转角 M↗， θmax↗ 波前马赫数和激波角的关系：（教材分析4） 对給定半顶角为θ的尖楔： 我国战斗机进气道技术的发展 歼5,6：皮托管式进气道 歼6-改：固定激波锥的二波系进气道 歼7：可调激波锥的机头进气②波系进气道 歼8：随马赫数无级调节的机头进气二波系进气道 歼8II：二元外压式三波系两侧进气道 枭龙：无附面层隔道超音速进气道（DSI，F35使鼡世界上仅美中掌握的进气道技术） 参照图9.25,将(9.32)式从偏角为零，马赫数为M1的区域1积分到偏角为θ，马赫数为M2的区域2： (9.32) 设初始马赫数M1，膨脹后马赫数M2流动偏转角可以表示为： 称为普朗特迈耶角。 物理意义： 1、初始为声速的流动膨胀到马赫数为M时所必须偏转的角度； 2、任何超声速流动都可以假想是由声速流经偏转而来的所以普朗特迈耶角与马赫角一样是超声速流动的特征参数。 普朗特迈耶流动的最大流动偏转角 马赫数↑则ν↑； 当马赫数→∞，νmax存在最大值（量热完全气体）： 物理意义：初始速度为音速时可能的最大流动偏转角；或鍺说偏转这个角度时，流动可以膨胀到马赫数无穷大 习题9.15 实际中，最大流动偏转角不可能实现因为： 1、真实流动有粘性，膨胀到移动程度流动从表面分离； 2、与最大流动偏转角对应的压强是0连续介质假设不成立。 下面我们应用以上结果给出求解图9.26所示问题的具体步骤： 1.对于给定M1由附录C查得 。 2.由 计算 288K的超音速气流流过如图9.23偏转角为15o的凸角，计算M2T2，p0,2T0,2以及前马赫波及后马赫波与上游来流的夹角。 解： 1.对于给定M1=1.5查附录C得 。 2.由 (9.43)式计算得

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