馬赫數的案例
飛機分離的馬赫數技術
馬赫數技術僅適用于亞音速渦輪噴氣飛機。馬赫數技術適用于上升或下降到同一高度的飛機。在實際情況下，馬赫數技術適用于沿同一航路、同一飛行高度層運行的飛機。在連續的飛機中以相同的馬赫數進行速度調節有助于保持彼此之間的恒定時間間隔。規定的最小間隔是通過堅持相同的馬赫數來實現的。達到這個最小值只是因為兩架飛機都受到相同的風、相同的氣溫和幾乎相同的地速。
馬赫數技術遵循嚴格的程序
嚴格遵循以下程序以使用馬赫數技術達到規定的最小值。
除非空中交通管制另有指示，否則飛機必須遵守最后的馬赫數。
如果飛機馬赫數因顛簸而臨時改變，應立即通知空中交通管制。
如果空中交通管制要求，真實的馬赫數應包括在例行位置報告中。
飛機應在預計時間內遵循空中交通管制所做的修改。
空域利用和馬赫數技術
隨著全球空中交通量的增加，馬赫數技術將繼續發揮作用。馬赫數至關重要，因為它可以提高空域利用率。Cadence CFD 仿真工具可以幫助識別與每個馬赫數相關的空氣動力學變化。
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文章來源：cadence cfd
展開 [問題討論]Tecplot軟件中計算馬赫數
（3）編寫函數
Data->Alter->Specify Equations，彈出下圖：
Equation(s)區域就是編寫函數的地方，計算Ma數的函數非常簡單，即：
{c}=sqrt(1.4*287*V17) %%計算當地聲速，注意V17是表示在我這個例子里，V17為temperature，具體是V多少需要從步驟（2）里獲得
{v}=sqrt(V12*V12+V13*V13) %%計算速度，即sqrt(Vx^2+Vy^2+Vz^2
{Ma}={v}/{c} %%計算馬赫數
然后點Compute，如果出現了如圖所示的，就OK了
這個時候可以去contour下看，就會出現新的三個變量，分別是c,v和Ma。
注：有可能出現
TECPLOT編輯公式求馬赫數出現overflow or underflow in divide operation
原因：是因為temperature為0，導致除法出現0
解決辦法：在temperature的基礎上0.0001，只要比0大一點就行。
本文轉自網絡，感謝原作者。
對文章中具體內容感興趣或者對使用CATIA幾何建模，ANSYS ICEM網格生成，Pointwise軟件使用方法，ANSYS Fluent軟件，CFD++軟件，STARCCM軟件及開源軟件SU2軟件感興趣的讀者可以關注技術鄰賬號：Oler或添加作者QQ3116264744。
展開 往復壓縮機氣閥壓力脈動及噪聲試驗分析
當吸氣馬赫數為０.１５時，對不同排氣閥隙馬赫數的壓縮機噪聲進行頻域分析如圖７（ａ） 所示，可以看到排氣馬赫數的變化主要改變壓縮機２０００Ｈｚ的噪聲，對其他頻段的噪聲影響很小。當排氣馬赫數為０.２８時，對不同進氣閥隙馬赫數的壓縮機噪聲進行頻域分析如圖７（ｂ） 所示，可以看到進氣馬赫數的增大對壓縮機５００～２５００Ｈｚ范圍內的噪聲均有一定影響。
對聲壓信號進行Ａ計權后得到壓縮機噪聲聲壓
級如表３所示。
從表３可以得出，當閥隙排氣馬赫數增大０.１１
時Ａ計權噪聲聲壓級僅增加了０.５１ｄＢ（Ａ）。而當閥隙吸氣馬赫數增大０.０４時壓縮機Ａ計權聲壓級增大了１.８５ｄＢ（Ａ），吸氣閥隙馬赫數對壓縮機噪聲影響更為明顯。說明減小閥隙氣流馬赫數均可以降低壓縮機噪聲聲壓級，吸氣閥隙馬赫數的減小對試驗壓縮機噪聲的改善更為明顯。
5 結論
本文對某型號壓縮機閥隙氣流馬赫數對進氣和
排氣過程的壓力脈動和整機噪聲進行試驗分析后得到如下結論：
（１）壓縮機吸氣過程閥隙壓力脈動強度遠大于
排氣過程，吸氣過程壓力脈動主要發生在吸氣閥片打開和關閉瞬間，吸氣閥片完全開啟后壓力脈動變得很小。排氣過程中閥片開啟初期閥隙壓力脈動最大，隨著排氣過程的進行壓力脈動逐漸減小。
（２）壓縮機噪聲時域信號隨曲柄轉角呈現周期
性變化，噪聲隨閥隙馬赫數的增大而增大。試驗壓縮機噪聲聲壓主要集中在５００～２５００Ｈｚ范圍內，吸氣馬赫數對５００～２５００Ｈｚ頻段范圍內的壓縮機噪聲均有明顯影響，排氣馬赫數主要影響２０００Ｈｚ左右的壓縮機噪聲。
展開 利用STAR-CCM+對壓氣機葉型進行優化
10%葉高葉片對比
50%葉高葉片對比
90%葉高葉片對比
流場分析
葉片優化前后10%截面馬赫數如圖；從圖中可以看出，葉片優化后葉片前緣馬赫數降低，中部激波前馬赫數降低，激波后分離區延后，尾緣分離區稍有增大。
a）初始葉片 b）優化葉片
10%葉高馬赫數對比
葉片優化前后50%截面馬赫數如圖；葉片優化后葉片前緣馬赫數降低，中部激波變得更加傾斜，激波后分離區明顯減小。
a）初始葉片 b）優化葉片
50%葉高馬赫數對比
葉片優化前后90%截面馬赫數如圖,葉片優化后前緣馬赫數降低，中部激波更加傾斜，激波前馬赫數降低。
a）初始葉片 b）優化葉片
90%葉高馬赫數對比
給出了葉片優化前后10%、50%、90%葉高葉片表面靜壓分布。從圖中可以看出，優化葉片相比于初始葉片，葉片前部靜壓差增大，中部靜壓差減小，葉片中部負荷前移。10%葉高，優化后的葉片靜壓上升的位置延后，說明激波位置延后，在葉柵流動中激波與附面層相互干擾，產生流動分離，造成流動損失，激波位置的延后，能夠減小分離區；在葉片后部，靜壓差稍有增加，葉片負荷增加。 50%葉高，靜壓上升位置延后，說明激波延后；葉片后部靜壓差減小，葉片負荷降低，在葉片后部由于激波和附面層的相互干擾，存在流動分離，流動情況較差，葉片后部負荷的降低，能夠改善葉片后部的流動情況。在90%葉高，葉片中部激波位置延后，葉片后部靜壓差減小，負荷降低。
10%葉高靜壓對比
50%葉高靜壓對比
90%葉高靜壓對比
文章來源：starccm仿真學堂
展開 
吸氣式高超聲速飛行器設計中的一些概念研究
現今廣泛使用的飛機通常采用的是渦輪/渦扇噴氣式發動機[20]，這種發動機在馬赫數達到3以上后，比沖會明顯降低，一般這種發動機可以達到的最大速度都低于馬赫數4。早期的飛行器要求的馬赫數都比較低，因此在選擇推力裝置時只需采用渦輪噴氣發動機就可以滿足需要。而在馬赫數大于3以后，由于進氣溫度提高很大，渦輪噴氣發動機效率變差，這時就需要采用效率更高的發動機。隨著科技的不斷進步，當前正在使用中的各類飛行器的飛行速度以及飛行范圍已經不再滿足人們的需求，這就需要有更高速度的飛行器，也就是高超聲速飛行器的出現。然而，為了實現高超聲速飛行，首先必須要考慮的就是選擇合適的推進系統。在這之前研制出的火箭發動機已經能夠使飛行器達到高超聲速，但是，由于在大氣層內，以火箭發動機為動力實現高超聲速飛行必須攜帶全部的氧化劑與燃料混合燃燒，這樣就會大大增加推進系統和飛行器的質量，進而導致推進性能降低。盡管三組元燃燒[11]、塞式噴管[12]等技術不斷地用于性能改進，但火箭發動機的性能已經接近上限，改進空間不大。因此，這就需要研制一種更新型的推進系統以保證可持續高超聲速飛行（尤其是大氣層內），于是高超聲速吸氣式沖壓發動機應運而生。在更高的速度范圍內一般采用的是沖壓發動機和超燃沖壓發動機[9,10]。經過多年的研究和嘗試人們發現，通常在馬赫數為3～6之間時采用沖壓發動機可以得到比較高的比沖；而在馬赫數為6～14或以上時采用超燃沖壓發動機會比使用沖壓發動機時更有效率。與火箭發動機相比，超燃沖壓發動機具備了許多優點，這種高超聲速吸氣式發動機[13]可以直接利用空氣中的氧，因此不需要攜帶氧化劑，這樣就減少了飛行重量，大大降低了飛行成本。
沖壓式噴氣發動機在飛行過程中靠吸入空氣來完成工作。這種吸氣式發動機是通過對吸入的氣流進行壓縮，加熱后把燃燒時產生的熱能轉化成為有用功。
展開 [案例分析]STARCCM+入門系列之——跨音速流動模擬
本算例模擬了通過理想化的二維湍流，可壓縮跨音速氣流，來仿真RAE2822翼型的馬赫數與升力系數。
1、問題描述
自由流馬赫數是0.725，雷諾數是6.5E6，攻角是2.92°，自由流是亞音速流，在翼型的吸入側變為超音速流，通過沖擊波時是亞音速流。監測升力和曳力系數，以幫助。幾何與網格
本案例使用已經畫好的體網格，將導入以后的網格轉化為2D網格，轉化以后的網格如下圖。
2、STAR-CCM+設置
本模型定義了空間和臨時求解方法，以及流體的物理特性。流體是穩態、湍流且可以壓縮。使用默認的Spalart-Allmaras 湍流模型和理想氣體模型，耦合求解器。
（1）
選擇反應類型相應的湍流模型；
（2）根據空氣動力學特性修計算出空氣的動力粘度和導熱率并在材料節點修改。
（3）設置邊界條件，在Fluid > Boundaries > freestream > Physics Conditions > Flow Direction Specification節點，將Method property改為Components。在Physics Values節點將馬赫數修改為0.725。
3、計算后處理
計算以后截面的馬赫數如下
計算域馬赫數分布
翼型升力系數變化
翼型曳力系數變化
本文轉自有限猿仿真博客，感謝原作者。如有侵權請立即聯系刪除。
展開 考慮流動損失的螺桿壓縮機容積效率計算研究
現有的半經驗法根據低馬赫數工況下的實驗數據提出了考慮泄漏、進氣溫度修正和充氣修正的方法。隨著螺桿壓縮機設計和制造技術的進步，螺桿壓縮機趨向大型化和高速化，原有的計算方法在高馬赫數的工況下，不能很好的吻合實驗數據。
作者基于Ｌ林德的半經驗容積效率計算方法提出了考慮流動損失的容積效率計算方法，取得了較好的效果。
［關鍵詞］：螺桿壓縮機；容積效率；流動損失；馬赫數；修正
１ 引言
螺桿壓縮機因兼顧活塞式壓縮機和離心式壓縮機的優點，其使用領域不斷擴大。容積流量作為螺桿壓縮機最重要的指標之一，其計算的準確性直接關系到螺桿壓縮機的正常使用以及系統的能耗。容積效率的正確計算是螺桿壓縮機熱力學計算的重要組成部分。
目前有關螺桿壓縮機容積效率的計算，主要有經驗法、半經驗法和數值模擬法。數值模擬法主要應用于理論研究中，經驗法和半經驗法主要用于工程實際中。經驗法需要計算者擁有豐富的螺桿壓縮機設計經驗和歷史數據積累。理論和經驗相結合的半經驗法則對計算者的經驗要求可以大大降低。邢子文［１］、彭學院［２］、Ｎ.Ｓｔｏｓｉｃ［３］等對噴油螺桿壓縮機的工作過程進行了大量的研究，在容器效率方面的研究重點為轉子內部的壓縮過程中的泄漏研究，深入研究了潤滑油的分布和對間隙泄漏的影響。邢子文［１］分析了影響螺桿壓縮機容積效率的因素和基于經驗的容積效率取值范圍和取值方法。國內黃忠［４］等基于制冷噴油螺桿壓縮機的研究，提出了考慮泄漏和進氣溫度影響的容積效率的半經驗法的計算方法（Ｈ法），李慶剛［５］等基于實驗數據對Ｈ法進行了修正，得到了比較理想的計算制冷螺桿壓縮機螺桿效率的方法。劉常峰［６，７］等通過實驗和模擬相結合的方法研究了干式螺桿壓縮機的容積效率影響因素，由于上述的實驗機組或研究模型的馬赫數較低（小于０.２），其容積效率的主要影響為泄漏和進氣加熱。
展開 二元可調進氣道-CAESES仿真優化經驗分享
隨著飛行馬赫數的不斷提升，常規不可調進氣道已無法滿足高超聲速飛行器寬廣的飛行范圍需求。以日漸成熟的TBCC（渦輪基組合循環發動機）技術為例（如圖1所示），TBCC作為動力的飛行器在低馬赫數加速過程時，依賴渦輪發動機作為動力輸出，需要較大流量；達到一定馬赫數以后（接近M4），則會轉換為沖壓發動機工作模態，隨著速度增加，流量需求隨之下降，發動機對總壓性能則更為依賴。簡而言之，在低速加速至高速過程中，TBCC對空氣需求在不斷變化，因此要求進氣道形狀必須可調。
圖1 渦輪/沖壓組合循環發動機（TBCC）-來自網絡
本次分享針對結構相對簡單可靠的TBCC二元可調進氣道進行CAESES建模優化仿真，其中涉及CAESES參數化建模、網格劃分、CFD計算調試、軟件鏈接優化仿真四大步驟，希望本人的淺析能為大家在應用仿真方面帶來幫助。
一、CAESES建模
本次二元可調進氣道方案建模本身難度不高，主要涉及了一些氣動方面設計，比如平面激波角和馬赫數之間的換算、不同楔板之間的角度關系等。無粘方案設計原理如圖2所示，CAESES三維模型如圖3所示，其特點如下：
（a） 設計來流馬赫數不變，固定M3.4；
（b） 不考慮側滑角因素，采用對稱半模型；
（c） 三級可調楔板，第2、3級可調（總楔角保持不變），調節過程中楔板平面激波始終交匯于唇口點；
（d） 唇口激波強度和喉道馬赫數給定，唇口傾角和喉道面積隨楔板角度變化；
（e） 本次優化參數選擇了“第2級楔板角度” 和“唇口內傾角”；
（f） 發動機入口為亞聲速流動，擴壓器面積擴張比在2左右。
展開 【技術】軸對稱進氣道-AIPOD仿真優化
中心錐可前后移動以適應不同的飛行馬赫數。當達到最高飛行馬赫數3.5時（如圖2所示），錐頂點形成的馬赫線剛好與唇口相交。考慮到是軸對稱流場，唇口又采用扇形壓縮面，無法直接通過氣動關系式換算得到最佳波系配置。因此，本文采用了參數化建模和仿真優化相結合的方法，最終實現了基于總壓恢復系數的快速尋優。
圖1 變幾何進氣道物理模型（來源于文獻）
圖2 軸對稱進氣道氣動原理
在混壓式進氣道設計時，需考慮進氣道的起動性能。在CFD計算時，如喉道面積過小或者背壓過大，都會因無法吸入指定流量引起進口倒流，進而導致計算發散，此狀態便無法得到計算結果。所以在設計優化過程中，對方案的起動性能驗證提出了要求。待進氣道能正常起動后，其出口總壓性能則跟喉道后的正激波位置息息相關，在擴張段中正激波越靠近喉道位置，進氣道的出口總壓越高。在仿真計算時，需要逐漸調高進氣道出口背壓，才能獲取接近臨界狀態的最高出口總壓性能。本文的優化操作流程如圖3所示，共分以下4個步驟：
步驟1：在CAESES軟件中創建參數化模型，通過參數控制內唇口、喉道的形狀變化；
步驟2：以批處理形式實現參數化模型導出、結構化網格自動生成、仿真計算、仿真數據導出等仿真流程，實現真個流程的自動化；
步驟3：獲取喉道截面的馬赫數和總壓，通過正激波公式換算得到波后總壓，并以此為優化目標在AIPOD軟件中搭建優化流程，通過優化算法自動尋優，快速獲取最優喉道方案；
步驟4：在最優喉道方案基礎上，連接完整擴壓器，并通過逐漸調高背壓的方式得到進氣道的最高總壓性能。
展開 推薦閱讀 | 寬速域飛行器發展及研究現狀綜述
王發民等［35］將高馬赫數乘波體和低馬赫數乘波體通過一個連接段進行組合拼接，使該飛行器構型在馬赫數飛行包線內具有良好的氣動特性；李世斌等［36］以8和4的設計馬赫數分別生成高、低馬赫基準構型，并以此提出了“串聯”和“并聯”的兩種基本方法，驗證了該方案生成的飛行器在馬赫數4~12的氣動特性；丁峰等［37］提出高超聲速滑翔-巡航兩級乘波的設計方法并滿足了巡航狀態的進氣道激波封口設計要求，該方案在一定高超聲速范圍具有較高的升阻比；趙振濤［38］、劉珍［39］等提出變馬赫數和變激波角的乘波體設計方法來拓寬乘波體的速域范圍；劉傳振等［
40-41
］提出的雙后掠乘波體設計方法和定平面乘波體設計方法，探討了通過定制適當的平面形狀引入渦波效應的飛行器在低速和高速范圍內的升阻特性。考慮到容積率、操縱性等實際問題，并且實現高超聲速必須要經過亞聲速、跨聲速和超聲速階段，因此將適合低速和高速的氣動構型合理結合也是目前寬速域研究的另一思路。張陽等［42］從機翼和翼型的方面考慮了高超聲速飛行器的寬速域翼型優化問題，提出翼型設計對實現寬速域仍具有重要研究價值的觀點；同時有學者提出通過機翼組合變形［
43-45
］、兩級飛行器組合［
46-47
］的方式使得飛行器在亞聲速到高超聲速范圍內有良好氣動性能的設計方法。綜上可知，優化乘波構型和變形、組合飛行器是目前國內研究寬速域飛行器的主要思路。
4 寬速域飛行器主要構型
組合拼接乘波體構型［
35-37
］或者采用變馬赫數［38］、變激波角［39］的乘波設計方法可一定程度提升飛行器在高超聲速甚至全速域范圍的氣動性能，但這些設計方法均有一定的局限。
展開 孤立翼型的氣體繞流
第十步、超音速繞流的計算
將來流馬赫數改為 2，其它設置不變，重新計算，經過 207 次迭代后，殘差收斂，殘差收斂曲線如圖 9-3-48 所示
圖 9-3-48 殘差收斂曲線
1、 翼型附近的壓力分布云圖
翼型附近的壓力分布云圖如圖 9-3-49 所示。明顯看出，與亞音速繞流最大的區別是翼型頭部區域出現了明顯的間斷面，也就是在超音速繞流中出現了激波現象。
圖 9-3-49 超音速繞流壓力分布云圖
2、 壓力分布的等值線翼型附加壓力分布等值線如圖 9-3-50 所示，明顯看出在翼型頭部區域壓力梯度非常高， 這也是形成間斷面的原因。
圖 9-3-50 超音速繞流等壓力線圖
3、 翼型附近的馬赫數分布翼型附近的等馬赫數線如圖 9-3-51 所示。
圖 9-3-51 超音速繞流等馬赫數線圖
展開 
基于PERA SIM的導彈外流場數值仿真計算
本文基于安世亞太自主開發的PERA SIM.Fluid流體仿真軟件，對某型號導彈的外流場進行了數值模擬計算，得到了相應馬赫數下導彈外流場的壓力及速度分布。
導彈結構如下圖所示（彈體長1米）。
基于PERA SIM.Fluid流體仿真軟件，具體的仿真工況條件為：
馬赫數1.53（520.7m/s）；
AOA攻角0° ，H=0km；
無窮遠場壓力入口101325Pa。
來流假設為理想氣體；用給定的自由流馬赫數和靜態條件來模擬無限遠場處的自由流動，計算的湍流模型為k-Omega SST，其可以很好地模擬飛行器外流場的附著流動和薄層自由剪切流動，且具有良好的魯邦性和數值收斂性。
為了滿足壁面無反射邊界條件為“無窮遠”的要求，在距離壁面較遠處生成一個大圓柱，以確定導彈外流場的計算域；對應的圓柱體計算區域直徑為20m，深度為25m，其中導彈前側為5m，后側20m（以捕捉導彈尾翼的氣流特性）。對包裹后的外流場進行網格劃分，如下圖所示；由于導彈周邊的流場氣動變化比較劇烈，為了更好地捕捉其流動現象，對導彈周邊的網格進行了加密細化，網格數量約為375萬。
導彈外表面的網格分布如下圖所示。
采用上述數值模擬方法及物性參數條件，對導彈的外流場氣動特性進行了數值計算，當來流馬赫數為1.53時，AOA為0°時，其結果如下所述（M=1.53）。
展開 都在吹牛，那么風速足夠牛可以吹上天么？
下面的圖就是我們的計算結果，顯示的是我們的馬赫數。
但是從結果來看，升力稀釋不是特別大，還是不能上天，但是阻力相當大，吹跑是肯定的了！
仔細看一下，咱們的馬赫數，高達8！
也就是我們的牛，已經完全的超音速！形成了非常明顯的激波，或許叫“牛”波更好！
不過我有一個疑問，那就是在馬赫數8的情況下，牛為什么不彎下膝蓋，來個俯沖，更加的空氣動力學？
(轉）Ansys——CFX產品案例
航空
CFX模擬美國F22戰斗機的結果，計算狀態為馬赫數Ma=0.9,攻角=5。圖中顯示的是對稱面上的馬赫數分布。計算共采用了260萬個網格單元。由于CFX具有強大的并行功能，軟件自動將網格分為若干部分，分配到網絡上的各個處理器計算，這使得大規模CFD問題的計算能夠在短時間內得到結果。CFX模擬的升力、阻力及力矩系數都與實驗值吻合的很好。
某飛機多段翼周圍的壓力分布，CFX的最新網格技術包括：根據曲面曲率的大小自動加密網格;在附面層附近生成很薄的附面層網格;自適應網格能更有效得捕捉到激波。
2003年AIAA第二屆阻力預測研討會上CFX計算的DLR-F6客機，設計點為馬赫數為0.75，雷諾數為3E6，風洞試驗是1993到1996年在ONERA S2MA壓力風洞中進行的。模型用支架安裝在跨音速段，馬赫數變化范圍為0.6到0.8。CFX5計算的升力和阻力最大誤差與試驗相比在沒有短艙時為3.2%，有短艙時是5.5%。
采用DES模型模擬的戰斗機做高機動飛行時的翼面附近的氣流旋渦分布。CFX中的DES模型在旋渦強烈的區域用LES模擬，在其它區域用雷諾平均法模擬，大大降低了大渦模擬所需的計算資源。
采用CFX中先進的轉捩模型(transient)模擬的直升機表面摩擦阻力系數。與一般的湍流模型相比，轉捩模型模擬的阻力更為精確，尤其是在機頭和后立尾的層流區域，轉捩模型能明顯地區分出層流區和湍流區。
利用ANSYS 和CFX耦合計算的機翼顫振。ANSYS 和CFX最新開發的雙向流固耦合模塊是解決這類氣彈顫振問題的最優秀工具。
這是CFX對美國J-31型渦輪噴氣發動機的整機模擬。包括進氣道、壓縮機、燃燒室、尾噴管四個部分。單獨拿出這四個部分中的任何一個，都是一個很復雜的CFD問題。
展開 拉伐爾噴管的壅塞壓力比究竟怎樣算？
當拉伐爾噴管的反壓與入口總壓的比值pb/p*小于一個臨界值的時候，噴管喉部的流動馬赫數達到1，噴管達到壅塞（choked）狀態。此時，在保持入口總壓不變的條件下，再降低反壓也不會使流量繼續增加了。
圖1 拉伐爾噴管
但是，這個臨界值（下面稱為壅塞壓力比）究竟是多少呢？相關的資料上并沒有一致的說法。在流體力學教科書中，通常采用一維流動的模型來分析，認為壅塞壓力比就是拉伐爾噴管處于臨界流動狀態的時候，出口截面壓力和入口總壓的比值。這個臨界流動狀態如圖2所示，噴管收縮段為亞聲速流動，喉部流動馬赫數恰好等于1，氣流在噴管擴張段又減速為亞聲速流動。另外，認為氣流在整個流動過程中都是等熵的。
圖2 拉伐爾噴管的臨界流動狀態（一維流動模型）
根據這種模型推導出的壅塞壓力比是
式中的k是氣體的比熱比。λ是臨界流動狀態時，噴管出口截面的速度因數，它是通過下面的非線性方程解出的
其中At是噴管喉部面積，Ae是噴管出口面積。
有些資料則直接認為拉伐爾噴管的壅塞壓力比就是臨界壓力比
這兩種方法算出的壅塞壓力比相差甚遠。例如，假設工質為空氣（比熱比k=1.4），噴管面積比Ae/At=4，則根據公式（1）算出的壅塞壓力比是0.98，而根據公式（2）算出的壅塞壓力比為0.53。
究竟哪個是對的呢？
公式（2）其實是收縮噴管的壅塞壓力比計算公式。收縮噴管由于沒有擴張段，所以最小截面就是出口截面，所以，如果在保持入口總壓不變的條件下逐漸降低反壓，那么當剛好達到壅塞的時候，出口截面的流動馬赫數等于1，且出口截面的壓力和反壓相等。
展開 