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刺激！超音速战斗机在追上自己发出的音波时会发生什么？
F-22突破音障瞬间
【军工科技前沿第六十四期】我们都知道，现代战斗机超音速飞行是家常便饭，动不动就2倍音速、3倍音速地飞。前两天小编还给大家介绍过世界上速度最快的飞机——SR-71黑鸟，最快速度可以达到3.35马赫（感兴趣的可以翻回去看看）。那么大家有没有想过，战斗机突破音速时会发生什么...
F-22突破音障瞬间【军工科技前沿第六十四期】我们都知道，现代战斗机超音速飞行是家常便饭，动不动就2倍音速、3倍音速地飞。前两天小编还给大家介绍过世界上速度最快的飞机——SR-71黑鸟，最快速度可以达到3.35马赫（感兴趣的可以翻回去看看）。那么大家有没有想过，战斗机突破音速时会发生什么？当战斗机的速度接近音速时，将会逐渐追上自己发出的声波。此时，由于机身对空气的压缩无法迅速扩散，将逐渐在飞机的迎风面及其附近区域积累，最终形成空气中压强、温度、速度、密度等物理性质的一个突变面——激波面（激波的形成正是超音速飞行的典型特征）。当飞机突破音障的时候，有时会爆炸出不寻常的云雾，这是由于冲击波造成空气压力骤减，引起温度的骤减，导致激波面将增加空气对飞行器的阻力，这种这种由音速造成的阻力会成为战斗机继续提速的障碍，因此被俗称为被俗称为音障。这种音障会使战斗机状态大减，如飞机阻力剧增，升力减小，螺旋桨效率下降，机体强烈振动，操纵失灵等。比如1945年6月，英国试飞DH-106“燕子”时，因飞机速度接近音速，造成机身破裂，机毁人亡。事故发生后，英国的一个科学家说：“音速像是面前的一堵障碍墙。”F-14A雄猫式战斗机以超音速飞掠罗斯福号航空母舰世界上第一架冲击音障的试验机是美国制造贝尔X-1，原编号XS-1，由NACA和美国陆军航空队共同研制。日，美国空军上校查克·叶格驾驶编号46-062试验机完成第一次超音速飞行，他给这架飞机起了个绰号叫“迷人葛兰妮号”（他妻子的名字）。这架火箭飞机挂在一架改进后的B-29机腹下升空，在空中启动火箭发动机，然后滑翔到地面。XS-1的第50次飞行是X-1的第一次超音速飞行，最高速度1.06马赫。一架正在穿越音障的美国海军F/A-18F超级大黄蜂战斗机，注意到机身周围激波面附近由于普朗特-格劳厄除此之外，跨音速飞行常常伴随的一个效应称为普朗特-格劳厄脱凝结云，其特征是一个以飞机为中心轴、从机翼前段开始向四周均匀扩散的圆锥状云团。这是由于机翼引起气流加速，空气内能转化为动能，导致温度的降低，进而引起水气凝结导致。水气凝结变成微小的水珠后，肉眼看来就像是云雾般的状态。这个高速区会随着离机身的距离增加而迅速消失。值得一提的是，普朗特-格劳厄脱凝结云并非只能在跨音速飞行中看到，与激波也没有必然的联系，它仅仅表征了空气具有一定的可压缩性。在合适的条件下，尚未接近音速的飞机也能在自己周围产生普朗特-格劳厄脱凝结云。
央视网消息：据日本媒体报道，5月17日受日本自卫队统合幕僚长河野克俊之邀，美军太平洋司令部司令哈里·哈里斯17日与河野一同登上了与那国岛，视察了日本在于那国岛上部署的雷达站等军事设施。当天，哈里斯称钓...
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　　 喷嘴结构设计显得尤为重要，通过建模计算，设计了适用于气流粉碎装置的超音速喷嘴，并通过流体动力学软件和有限元方法对喷嘴内部流场以及内部结构受力情况进行分析模拟，讨论了喷嘴的顶锥角及内部流道造型对流场的影响.
1.1物理模型
　　超音速喷嘴(也称拉伐尔喷管)，是目前气流粉碎机中应用最广泛的喷嘴一般由4部分构成:入口稳定段10，亚音速收缩段11，喉部临界截面S*，超音速扩散段12和出口段13，如图1所示.超音速喷嘴设计包括4部分:入口稳定段设计、亚音速收缩段设计、喉部临界面设计和超音速扩张段设计.
　　入口稳定段的设计其目的是使进入喷嘴的气流均匀，降低紊流度.亚音速收缩段的作用是加速气流，同时要保证收缩段的出口气流均匀、平直而且稳定.收缩段的设计是以均匀来流为前提的，如果来流不均匀则收缩段出口的气流也不均匀.收缩段的性能取决于收缩段进口面积和出口面积的比值及收缩段的形状.喷嘴收缩段长度z;常取(3、5)d，，一般取11全1.5，1.喉部是气流从亚音速转变为超音速的过渡段，这一段在整个喷嘴的设计中最为重要的部分.
　　超音速喷嘴的扩张部分因气流完全在超音速范围内工作，故必须考虑实际流动时气流与管壁间的摩擦损失.管道过长，摩擦不可逆损失太大;而管道过短，则截面扩张过大，会使气流与管壁分离，产生涡流损失，这些对能量的转换都是不利的.根据经验，最有利的长度l:=dZ一d，2tan(8/2)’式中0为喷嘴内部顶锥角，一般取8o、12“
.常用的超音速扩张段设计方法有:特征线数值分析法、轴对称位流设计法及变分法等.其中特征线数值分析法和轴对称位流设计法都是使用数值解来得到曲线的轮廓.但是特征线法采用的是理想边界的设计方法，即认为流动是非赫性的设计方法，在实际流动中，流体是瀚性的，应对所设计的型线进行边界层修正.轴对称位流设计法也同样存在该缺陷.
LZ数学模型
L2.1流速模型
流经喷嘴出口截面的流速可由能量方程(l)求得
对于比热容为定值的理想气体的等嫡流动可表示为
由以上分析式可知，在等嫡流动过程中，喷嘴出口流速决定于气流的滞止参数p。，v。，To及喷嘴出口截面压力与滞止压力之比pZ加.
流经喷嘴的气流流量，可根据连续方程。=Ac/。来计算.式中的A，C及。为喷嘴任一截面的面积、流速及比体积.1
2.2临界压力比模型
在喷嘴的最小截面处，当气流的流速等于当地音速时，气流就处于亚音速向超音速过渡的临界状态.临界压力p。与滞止压力比p。之比称为临界压力比，以口。表示，即风一些，临界压力比可根据临PO界流速等于当地音速的关系求得
由于a。=c。，且为等嫡流动，故有代入上式，经整理后得
式(2)可以得出临界压力比仅与k值有关，即取决于流体性质，当流体的性质一定时，临界压力比就有确定的值.对于气流粉碎试验中的空气，可按理想双原子气体，即取k=1.4，风=0.528.
2数值模拟及最优解
2.1实验设计
　　粉碎装置是由压力源提供动力，通过压力表来测量实验所需的工况压力，压力表最大量程为4MPa.喷嘴入口与直流管相连，用于稳定气体射流，根据超音速喷嘴的计算公式，分别假定喷嘴入口直径为6mm，smm，4mm，3nun，设计不同工况压力下的最优喷嘴.每个特定的入口直径以及特定的入口压力对应着一个特定的最优化喷嘴的尺寸值，通过比较各个喷嘴的出口速度来判断所设计喷嘴性能的优劣.喷嘴出口速度越大，气流越稳定，喷嘴效果越好，这样可以使喷嘴在气流粉碎过程中发挥更好的作用.出口速度随压力的增加而增大，并且，压力越大，出口速度的增加越缓慢;对于相同的压力条件，入口直径越小，出口速度越大.图2为在不同的入口压力下，出口速度与入口直径的变化曲线，由图2可以看出，入口直径越大，出口速度越小，但是压力越小，出口速度的减小越缓慢.但是，压力不宜过大，否则很容易造成出口巨大扰动，选用入口压力为2.5MPa，3MPa和3.5MPa系列的喷嘴最为实用.此外，喷嘴的入口直径不宜过小，因为入口直径过小，则喉管处直径过小，将导致流量过小，喷嘴不能产生足够的负压，也就没有足够的能量将待粉碎的物质吸入混和室内.
　　初步选定入口直径为6mm，smm，入口压力3MPa，3.SMPa的喷嘴，利用流体力学软件对所选的3组喷嘴进行模拟，以选出最佳的喷嘴尺寸.
假定所选3组喷嘴的锥顶角都是100，按锥面设计，由此可得出12，各组尺寸见表1.
采用均匀设计方法对实验数据进行优化设计试验方案如表2所示.
2.2建立回归方程
　　回归分析建模要结合实验机理进行，根据已有知识和经验，结合各因素对指标结果的影响情况设置函数关系即方程项，因为是全新的实验，因素和指标间的影响方式尚不明确，无法给出恰当的函数关系，一般情况下，因素之间存在高次交互等情况是很少见，基于此我们建立初始模型是三次型的方程，用逐步回归法进行筛选，以内部最大流速为目标函数，最终使模型中包含的都是对回归有显著作用的方程项，由变量筛选结果得回归方程
v=b(O)+b(1)X(1)+b(2)X(2)X(2)+
b(3)X(2)X(3)+b(4)X(1)X(1)X(3)+
b(5)X(3)X(3)X(1)+b(6)X(3)X(3)X(2)
实验优化方法采用单纯形法，收敛系数1.0x10一6，R=0.9950回归分析结果如图3所示.
2.3流场模拟
　　采用结构化网格技术用六面体网格单元对模型进行划分，流体入口为压力入口边界，给定滞止压力、滞止温度以及湍流条件，流体出口边界，给定静压及回流条件，固壁采用无滑移、无渗流、绝热边界，
图4为喷嘴轴线上的速度分布图，从中可以看出喷嘴3轴线速度不稳定，喷嘴1和喷嘴2的速度较为平稳.从图4所示的喷嘴出口截面上的速度分布来看，喷嘴3的出口速度衰减的最快，喷嘴1的出口速度衰减最为缓慢，性能最优.
2.4顶锥角度对出口最大流速的影响
　　锥顶角一般取80、一20，由l:=dZ一d*2tan(8/2)得到不同的锥顶角对应的不同的超音速扩张段及其出口最大流速，如表3所示.计算12以
由表3喷嘴速度分布可以看出，锥顶角的变化对喷嘴出口速度的影响不大，在来流条件和计算条件相同的情况下，喷嘴的轴线速度分布与出口截面速度分布几乎相同，即锥顶角不是影响喷嘴性能的主要因素.
2.5内腔造型对出口最大流速的影响
　　前面我们设计与优化的喷嘴内腔造型均为锥面，现将内腔造型改为曲面来考察喷嘴性能的变化.对于超音速喷嘴，收缩段可用维托申斯基公式确定.喷嘴内部曲线母线上任一点州l，的，满足维托申斯基公式
式中，rl为进口截面半径，r，为喉部半径，l:为收缩段长度.
　　在已知喷嘴喉部半径:，，出口半径r:，并给定扩张段长度12，锥顶角0的情况下，喷嘴的内部造型曲线可采用简单、实用的变分法求出，通过对收缩段及扩张段的内腔造型的优化设计，内部速度可达6oZm/5.
通过不同内腔造型喷嘴轴线速度分布图比较可以得出，内腔造型为曲面的喷嘴出口速度要比内腔造型为锥面的出口速度大，但优越性并不是十分明显，速度只提高了0.8%.
2.6管内压力分析
基于以上的优化设计，得出喷嘴的最佳工艺参数，应用有对其进行内部压力分析，云图如图5所不.
由图5可以看出，喷嘴内部受力符合流体动力学基本原理，与预期设计效果相符合，结构合理.
将优化后的喷嘴应用于花粉破壁实验中，根据标准曲线法回测定破壁率可达98.68%，破壁后照片如图6所示.
(l)喷嘴的出口速度随压力的增加而增大，压力越大出口速度的增加越缓慢;对于相同的压力条件，入口直径越小，出口速度越大;入口直径越大，出口速度越小，但是压力越小，出口速度的减小越缓慢.
(2)喷嘴的入口直径不宜过小，入口直径过小将导致流量过小而不能产生足够的负压，没有足够的能量将待粉碎的物质吸入混和室内
(3)对于相同入口压力及入口直径的，锥顶角在8o~120之间，喷嘴的出口速度受锥顶角影响不大，锥顶角不是影响喷嘴性能的主要因素.
(4)内腔造型为曲面的喷嘴要比内腔造型为锥面的喷嘴出口速度大，气流更加稳定，但幅度不大不具有决定性意义.
(5)通过比较3个压力工况下的出口流速得出，入口压力为3.5MPa，入口直径为6mm的喷嘴性能最优.
　　　　　　
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