E 高等流体力学课件

1、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

2、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, 区及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(即区及区)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

3、。激波CD及CE前后的压强比(或激波强度),可以按区及区气流方向相同及压强相等萼条件来确定,具体求法如下:假设区气流经激波CD后,上折 角,则区气流与I区气流夹角为 区气流经激波CE后,下折 角,则区气流与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（

4、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双弧形机翼超音速绕流的波系激波边界层相互干扰平板