跨声速流

跨声速一词表示速度接近干当地声速的流动，这样的流动既可能是亚声速，也可能是超声速；或者更一般地说，它可能兼有亚声速与超声速区。

对这个问题进行理论研究和实验研究都很困难，理论处理的困难是由于亚声速流的数学解（椭圆型方程解）与超声速流的数学解（双曲型方程解）有着不同的特性，当马赫数接近于1时，在风洞中进行实验研究会受到风洞气流边界（或者是洞壁，或者是射流的自由表面）的严重干扰而使试验结果不可靠，最近的趋势是倾向于应用多孔的或开缝的实验段洞壁以便克服这些困难¨，其目的就是产生一种介于从固壁反射的同类渡系与从等压边界反射的异类波系之间的平均波系状态。 

跨声速流的主要特点就是既有亚声速又有超声速的混合流场。以高亚声速机翼绕流为例，亚声速流场占据着外流场的绝大部分，只是在机翼表面附近有小块的超声速流场，并可能出现激波。 

跨声速飞行范围是以机翼表面出现激波为表征的。激波表示压力的突变，激波出现的位置取决于飞行条件以及机翼弦向几何特性。采用片条理论或者势流面员法都不能精确计算跨声速压力，这是因为无论哪个方法都不能对激波模型化。

跨声速流的流场是既含有亚声速区又含有超声速区的混合流场，二者的分界线位置在求解前是未知的。因此，跨声速流场的控制方程是具有内部未知边界的混合型偏微分方程。对该类方程无论是进行理论分析还是数值求解都有较大难度。在跨声速流动中，大部分气流速度接近声速，与扰动传播的速度相近，使得扰动主要集中在与来流方向大致垂直的方向上。这样，在风洞试验中，从模型表面产生的扰动打到壁面后很容易直接反射到模型上，这种严重的沿壁干扰给跨声速的试验研究带来很大的困难。很多类型的飞行器在跨声速范围内飞行。此外，航空发动机的叶栅流场、火箭发动机喷管喉部附近的流场以及钝体超声速绕流时引起的弓型激波后的流场中，都存在跨声速流。因此，跨声速流的研究有广泛的应用价值。