高超声速流动的特殊问题本章概述物体的飞行速
高超声速飞行器技术突破探究
高超声速飞行器技术突破探究高超声速飞行器是指飞行速度超过音速5倍以上的飞行器。
相比传统的亚音速和超音速飞行器，高超声速飞行器具有更高的速度、更大的机动能力以及更强大的打击力，被认为是未来军事技术发展的重要方向之一。
近年来，全球范围内科学家和研究机构不断努力，试图突破高超声速飞行器技术的限制，以满足国家安全和军事需求。
高超声速飞行器技术的突破探究涉及多个关键领域和关键技术。
首先，需要解决的是材料和热防护技术。
由于高超声速飞行器飞行时受到极高的温度和压力影响，传统材料无法承受这样的环境，因此需要开发新材料和热防护技术，以确保飞行器在高速飞行状态下的耐久性和安全性。
其次，飞行器的动力系统也是一个关键问题。
高超声速飞行器需要具备强大的发动机推力，以克服巨大的风阻和惯性阻力。
传统的喷气发动机和火箭发动机无法满足高超声速飞行器的需求，因此需要采用新型的推进系统，如超燃冲压发动机和核能推进系统，以实现高超声速飞行器的高速和机动性。
此外，导航和控制系统也是高超声速飞行器技术突破的关键。
在高速飞行过程中，导航和控制系统需要具备高度的精确性和灵活性，以应对复杂的飞行环境和任务需求。
同时，高超声速飞行器的机动能力也对控制系统提出了更高的要求，需要提供更精确和快速的响应，以实现飞行器的稳定和精确的机动性。
此外，高超声速飞行器还需要具备高度的隐身性能。
尽管高超声速飞行器的速度非常快，但由于其击打目标的时间窗口非常短暂，被发现的风险也相应增加。
因此，高超声速飞行器需要采用隐身技术，减小被探测的概率，提高生存能力和任务执行的成功率。
综上所述，高超声速飞行器技术突破探究需要解决材料和热防护技术、动力系统、导航和控制系统以及隐身性能等多个关键问题。
在这些关键领域中，科学家和研究机构正不断寻求突破，并取得了一些重要进展。
例如，新型的超燃冲压发动机和核能推进系统正在不断研究和开发中，新材料和热防护技术也在逐渐成熟。
同时，导航和控制系统以及隐身技术也得到了长足发展。
高超声速真实气体流动
这本书的数值模拟部分介绍了高超声速流动的数值模拟方法和软件。其中包 括了计算流体力学的基本原理、高超声速流动的数值模拟算法、流场可视化和数 据后处理等章节。这些章节涵盖了数值模拟高超声速流动所需的各种技术和软件， 为读者提供了全面的数值模拟指导。
这本书的实验技术部分介绍了高超声速流动的实验技术和设备。其中包括了 风洞实验、飞行试验、光学诊断技术等章节。这些章节涵盖了高超声速流动的各 种实验技术，为读者提供了实验设计和实施的重要参考。
高超声速真实气体流动
读书笔记
01 思维导图
03 精彩摘录 05 目录分析
目录
02 内容摘要 04 阅读感受 06 作者简介
思维导图
本书关键字分析思维导图
声速
深入
声速
高超
模拟
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真实
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飞行
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内容摘要
内容摘要
《高超声速真实气体流动》是一本专注于研究高超声速流动现象的书籍。本书主要探讨了高超声 速飞行器在高速飞行状态下，真实气体流动的特性及其对飞行性能的影响。 本书介绍了高超声速流动的基本概念和基础知识，包括高超声速流动的物理特性、高超声速流动 的数学模型以及高超声速流动的数值模拟方法等。 本书详细阐述了真实气体流动的基本理论和实践。真实气体是指实际存在的气体，其性质与理想 气体有所不同。真实气体的流动需要考虑温度、压力、密度等因素的影响，同时还需要考虑粘性 效应、热传导效应等复杂流动现象。本书通过理论分析和数值模拟，对真实气体流动的基本规律 进行了深入探讨。 再次，本书对高超声速飞行器在真实气体环境中的飞行性能进行了深入研究。高超声速飞行器在 高速飞行时，会受到强烈的气动加热作用，同时还会受到真实气体的复杂流动现象的影响。
高超声速飞行器讲解学习
About Conclusion
About Conclusion
高超音速飞行器的一些特性类似于超音速飞机，但是它仍有许多独特的 特点，使高超音速飞行器的设计特别具有挑战性。高超声速飞机通常具有更 流畅，楔形的几何外形。因为它们在大气中维持高速，因此最小化阻力是重 要的。许多设计也参考了乘波者外形，这样冲击波可以产生额外的升力。而 航天器倾向于更钝，依靠分离的弓形冲击波以尽可能快地减速。
About Aerodynamic Issues
About Hypersonic
我们对两种不同类型的飞行器进行评估：高超 声速运载器和航天器，他们的共有特点和不同之 处将被对比。
高超声速飞行器设计最大的问题之一就是空气 动力学问题。由于飞行器的速度范围非常广，设 计必须满足几个经常会互相矛盾的要求。
About Hypersonic Lift
近年来，有很多解决不同几何形状绕流问 题的方法被发明。例如激波膨胀法。
但是没有任何一种方法普遍适用于任何飞 行器外形，设计师需要对各种方法的基本原 理和基本假设有良好的理解。
左表展示了用于估算高超音速空气动力学 性能的各种压缩和膨胀方法的列表。这些方 法构成SHABP软件的一部分。
然而，我们重点关注的是减少飞行器上升段的 空气阻力（以及高超声速飞机的巡航段）。左图 是多种不同航天器的最大飞行速度。
About Hypersonic
只要发动机动力足够强大，飞行器可以只依靠推 力。无升力（弹道式）飞行器不依赖气动升力，因 此造成了流线型、低阻力外形，但是它们的横向稳 定性和操纵性很差。
----P. L. Roe
About Hypersonic
X-51
Space Ship
Aircraft
高超声速流动的特殊问题本章概物体的飞行速共41页文档
谢谢！
51、 天 下 之 事 常成 于困约 ，而败 于奢靡 。——陆 游 52、 生 命 不 等 于是呼 吸，生 命是活 动。——卢 梭
53、 伟 大 的 事 业，需 要决心 ，能力 ，组织 和责任 感。 ——易 卜 生 54、 唯 书 籍 不 朽。——乔 特
5恩来
高超声速流动的特殊问题本章概物体 的飞行速
6、法律的基础有两个，而且只有两个……公平和实用。——伯克 7、有两种和平的暴力，那就是法律和礼节。——歌德
8、法律就是秩序，有好的法律才有好的秩序。——亚里士多德 9、上帝把法律和公平凑合在一起，可是人类却把它拆开。——查·科尔顿 10、一切法律都是无用的，因为好人用不着它们，而坏人又不会因为它们而变得规矩起来。——德谟耶克斯
初三物理高超声速飞行原理分析
初三物理高超声速飞行原理分析初三物理高超声速飞行原理分析高超声速飞行是指飞行速度超过声速的飞行状态。
在航空领域中，高超声速飞行被视为一种重要的技术突破，它具有巨大的应用前景和军事价值。
本文将对高超声速飞行的原理进行分析。
一、声速和高超声速概念解析在分析高超声速飞行原理之前，首先需要了解声速和高超声速的概念。
声速是指声波在某种介质中传播时的速度。
我们通常所指的声速是指空气中的声速，约为每秒343米。
而高超声速则是指飞行速度超过声速的状态，一般认为当飞行速度超过5倍声速时，可以称之为高超声速。
二、高超声速飞行的原理高超声速飞行的原理涉及到空气动力学、热力学等多个学科，以下将对其中的几个关键原理进行分析。
1. 迎音波与尾音波关系当超声速飞行器以高于声速的速度飞行时，会产生一系列的压力波，称为迎音波。
尾音波则是指飞行器尾部产生的一系列压力波。
在高超声速飞行中，迎音波和尾音波是相互影响、相互作用的。
2. 激波形成与控制当飞行器的速度达到亚音速到超音速的范围时，会形成一个建立在飞行器前缘上的激波，这个激波是高超声速飞行的一个重要特征。
激波对于飞行器的性能和控制具有重要影响，通过控制激波的形成和传播，可以实现飞行器的操纵和稳定。
3. 热力学效应高超声速飞行速度非常高，飞行器表面会受到高温气流的冲击。
这种高温气流会导致飞行器表面的温度急剧升高，产生热应力等热力学效应。
因此，在设计和制造高超声速飞行器时，必须考虑材料的耐热性和热交换等问题。
4. 滑翔和推进在高超声速飞行中，滑翔和推进是实现飞行器前进的两种主要方式。
滑翔是指飞行器利用气动力的作用向前滑行的方式，而推进则是指通过发动机产生的推力使飞行器前进。
在高超声速飞行中，需要选择合适的滑翔和推进方式，以充分利用动力和控制。
三、高超声速飞行应用与挑战高超声速飞行具有广泛的应用前景和军事价值。
例如，高超声速飞行器可以实现快速的航天探索，探测外太空，对地球天气、气候、环境变化等进行监测。
西工大研究生课程高超声速气动热力学习题
高超声速气动热力学试题一、什么是高超声速流？说明高超声速流动具有哪些特征？高超声速流是速度远大于声速的流动，通常用自由流马赫数Ma∞大于5作为高超声速流的一种标志，这种Ma∞的界限不是很绝对的，流动是否是高超声速流还与飞行器的具体形状有关。
对于钝体，Ma∞>3就开始出现高超声速流的特征；而对于细长体，Ma∞要高达10时才开始出现高超声速流动的特征。
飞行问题的“高超声速”是极大的流体速度造成的，而地面设备的“高超声速”则往往是极低的声速实现的。
除去高马赫数外，高超声速流还具有以下特点：(1)小密度比和薄激波层。
自由流马赫数越大，激波越强，激波后气体受到的压缩越大，激波前后的密度比是小量。
激波与物体间的流动区域称为激波层，由质量守恒定律可知，激波贴近物面。
(2)粘性效应强，可支配整个流场。
在高空、高超声速条件下，层流边界层厚度δ变得很大，改变了物体的有效外形，影响了外部无粘流的计算。
尤其是高超声速激波边界层薄，边界层厚度与激波层相比不能略去，甚至还会出现整个激波层都有粘性的情况。
边界层变厚对无粘流产生影响，无粘流的变化又反过来影响边界层的增长，出现了高超声速流的粘性相互作用。
这时经典的普朗特边界层理论失效。
(3)存在高熵层。
高超声速飞行器都做成钝头体，即使是细长飞行器也做成微钝头细长体，这是因为根据层流边界层方程的自相似解，头部驻点处的对流传热与头部曲率半径的平方根成反比，将头部钝化可以减轻热载荷。
所以绕钝体细长体的高超声速流动中，环绕头部的激波是高度弯曲的。
穿过曲线激波不同位置的流线经历了不同的熵增，于是具有强熵梯度的气体层将覆盖在物体表面上构成熵层，并伸展到头部下游相当大的距离。
由经典的可压缩流的克罗柯(Crocoo)定理：v×∇×v=−T∇S式中∇×v表示速度场v的旋度，∇S表示熵S的梯度，T为温度，∇为微分算子，上式表示具有强熵梯度的熵层与强旋度联系在一起。
高超声速飞行器
关于高超音速飞行器的问题是众多和复杂的。成功的设计不仅必须克
服技术挑战，而且还要克服认证问题。现如今私营部门更多地参与高超音 速飞行器的设计，这有利于新的飞行器技术的发展和扩散。
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THANK YOU FOR WATCHING
About Stability and Control
从图中可以看出，舵面的操控性通常 随着马赫数增加而下降，这使得飞行器在 高速情况下的控制变得越来越困难。 此外，随着高度的增加，大气密度减 小，这使得气动翼面逐渐失效。为了解决 这个问题，大多数飞行器安装有反作用控 制系统，其不仅在高速下增加控制功率， 而且还使得飞行器能够在大气之外进行姿 态校正。
About Stability and Control
广速度范围的影响主要涉及升力分布的变化 ，气动中心位置的变化，舵面的操纵性有效性的 变化和气动弹性效应。 当航天飞行器从亚音速加速到高超音速时， 其气动中心向后移动，从而飞行器的改变静稳定 裕度和稳定特性。 变后掠翼 、非常规结构配置、重心平衡油箱
About Hypersonic Lift
有一类被称为乘波体（WaveRider）的特 殊的升力体航天飞行器。这是一种经过特殊 设计的飞行器。 它利用自己的冲击波产生额外的升力， 以 提 高 其 升 阻 比 。 该 概 念 由 Terence Nonweiler 提出。直到今天，只有波音 X-51 实际地验证了这种外形飞行器的飞行。 乘波体的缺点是它的几何形状被优化到 只能在马赫数和高度特定的组合下实现升力 增加。
About Hypersonic Lift
对于钝的形状，例如航天飞机或类似的飞行 器，高超音速空气动力学可以近似使用牛顿流动 理论。使用牛顿正弦平方律，平板的升力和阻力 系数可以推导为：
气体动力学基础_王新月_高超声速流动的特殊问题
从这4个力我们得到了3个无量纲量，它们必须满足3个独立 的关系式；同理，从3个力我们可以得到2个无量纲量，同时必 须满足2个独立的关系式。 满足以上三种相似条件时，两个流动现象（或流场）在力 学上就是相似的。这三种相似条件中，几何相似是运动相似和 动力相似的前提和依据，动力相似是则是流动相似的主导因素， 而运动相似只是几何相似和动力相似的表征；三者密切相关， 缺一不可。
11.1 11.2 11.3 11.4
相似原理 量纲分析法及定理的应用 方程分析法 模型实验
11.1 相似原理
直接实验方法有很大的局限性，其实验结果只适用于某些特 定条件，并不具有普遍意义，因而即使花费巨大，也难能揭示 现象的物理本质，并描述其中各量之间的规律性关系。并且还 有许多流动现象不宜进行直接实验。所以实际中常用模型做实 验。但要使从模型实验中得到的精确的定量数据能够准确代表 对应原型的流动现象，就必须在模型和原型之间满足以下的相 似性。
值只能通过实验获得。假定对于粗糙度 一定的圆管，如要得 到 d ,V , 对阻力因数 的影响，如每次改变其中一个量，每个 量取10个不同的值分别进行实验，要建立上述关系式就需要进行 次实验。这不仅需要花费大量的人力、物力、财力和宝贵的时间， 而且有时也是难以做得到的。但是如果用上述的无量纲数 Re ， 仅用10次实验就可以确定阻力因数 和 Re 数之间对应关系的普遍 规律，而且不用改变上述每一个量，只需改变容易控制的速度V 就可以了。这就是量纲分析的科学价值。
11.1.2 相似原理
理论上，任意一个流动由控制该流动的基本微分方程和相 应的定解条件唯一确定。两个相似的流动现象，为了保证它们 遵循相同的客观规律，其微分方程就应该相同，这是同类流动 的通解；此外，要求得某一具体流动的特解，还要求其单值条 件也必须相似。这些单值性条件包括： （1）初始条件，指非定常流动问题中开始时刻的流速、压力等 物理量的分布；对于定常流动不需要这一条件。 （2）边界条件，指所研究系统的边界上（如进口、出口及壁面 处等）的流速、压力等物理量的分布。 （3）几何条件，指系统表面的几何形状、位置及表面粗糙度等。 （4）物理条件，指系统内流体的种类及物性，如密度、粘性等。 因此，如果两个流动相似，则作为单值性条件相似，作用在 这两个系统上的惯性力与其它各力的比例应对应相等。在流体力 学问题中，若存在上述所有这六种力，而且满足动力相似，则必 须使下列各力间的比例对应相等。
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高超声速流动区别于超声速流动的基本特征为：流场的非线 性性质、薄激波层、熵层、粘性干扰、高温流动和真实气体效 应、严重的气动加热问题以及高空、高超声速流动存在低密度 效应。
12.2 高超声速流动中的激波关系式及流场性质
在不是非常高，值不是非常低的高超声速流中，物面上附面 层还是相当薄的，引入不计附面层的无粘流假设来近似计算物 体表面的压强分布和气动系数还是允许的和可行的。在无粘流 条件下，根据我们已知的激波前后各个物理量间的关系式，并 结合高超声速流中极高马赫数的特点和真实气体效应，可以得 到激波前后气流参数变化的近似表达式。
碰撞之间分子移动 的平均距离）与飞 行器的特征长度具 有相同的量级。空 气介质不再呈现连 续性，必须采用与 连续流完全不同的 方法来研究这种流 动。通常用分子运 动论的技术来处理。 当与飞行器表面相 撞后由表面反射的 分子与入射分子不 发生相互作用时，
这种流动被称为自
图12.3高超声速流动的物理特性示意图
(12.8)
式中， 为激波角， 为比热比，u、v分别为速度的流向和
纵向分量。
对于高超声速流，当 M12 sin2 >>1时，上面的激波关系式简化
为
p2 p1
21M12sin2
(12.9)
2 1
(12.10)
1 u2
1 1 2sin2
(12.11)
V1
1
对高超声速流动，不仅边界层内有化学反应，而且整个激波层 内都为化学反应流动所控制。
6、 严重的气动加热问题
在超声速中物面附面层内气流受到粘性滞止，气体微团的动能 转变为热能造成壁面附近的气温升高，高温空气将不断向低温 壁面传热，这就是所谓的气动加热现象。对高超声速流，由于 马赫数很高，附面层内贴近物面的气温能达到接近驻点温度的 高温，气动加热变得十分严重。
第12章 高超声速流动的特殊问题
本章概述:物体的飞行速度远远大于周围介质的声速,而且出
现一系列新特征的流动现象称为高超声速流动.高超声速空气 动力学是近代空气动力学的一个分支，它研究高超声速流体 或高温流体的运动规律及其与固体的相互作用。本章内容将 介绍高超声速流动的基础知识，包括高超声速流动的基本特 征，高超声速流动中的激波，高超声速流动中的气体动力、 气动热以及高超声速边界层等问题。
H如=5取9kγm、＝T 1 .=42，58并K、按M正=激36波,钝关头系体计头算T部，2 弓 形6激52波60K后(的考温虑度真，实 气体效应，T 2 11000K),远比太阳表面温度（约6000K）要
高。如果要精确计算激波层的温度，必须计及化学反应的 影响，比热比为常数或γ ＝1.4的假设不再有效。由此可见，
这就是平面斜激波的 M关系。
若取 1，则有
(12.20)
Cp 2sin2
(12.21)
这表明，当M1 时，激波几乎完全贴在楔面上，楔面上的
值C p 几乎完全取决于壁面折角而与M 1 值无关。显然，此时作用
在尖楔上的气动系数同样也与 M
值无关。当来流马赫数高过某
1
12.1 高超声速流动的基本特征
12.2 高超声速流动中的激波关系式及流场
性质
12.3 高超声速流动中的气动力和气动热
12.4 高超声速边界层流动
12.1 高超声速流动的基本特征
高超声速流动的定义有两种形式：（1）指马赫数M≥5的流动， 这是一般教科书所采用的经验方法，并不能作为判据；（2） 指某种高速流动范围。在此范围内，某些在超声速时并不显 著的物理化学现象，由于马赫数的增大而变得重要了。
v2 sin 2
(12.12)
V1 1
T2 T1
p2
2
p1
1
2(
1)M12 sin2
( 1)2
(12.13)
跨过激波后，流动特性 的变化如图12.5所示。
显然，当 M12sin2时，
压力和温度的增量趋近于
无穷大，而激波后的密度
和马赫数趋于有限值。
压力系数定义为
系式可得如下关系式：
dp M(122d.v1a)
p
v
dT ( 1)M2 dv
T
v
(12.1b)
d M 2 dv
v
(12.1c)
以上各式说明，当M>>1时，即使微小的速度变化也将引起气流
压强、密度、温度和声速等参数发生相当大的变化。因此，我
们就不能根据微弱扰动像超声速流那样采用小扰动假设使方程
p2, 2,T2
1V1n 2V2n
2 V 2 n(V 1 n V 2 n)p 2p 1
2V2n(V1t V2t)0
p 1V 1n2V 1 t2 p2V 2n2V 2t2
11 2
12
2
式中下标n和t分别表示激波的法向和切向。
由此得到通用的斜激波
个很大值以后，激波后壁面C p 值以及无粘流的气动系数趋近于
与来流马赫数无关的极限值，这种特性称为马赫数无关原理。
12.2.2 正激波前后参数关系式
M >>1的高超声速气流绕
过图12.6所示的钝头物体，
头部前将出现弓形脱体激波， 端部前方的激波面接近正激 M1M1
波。正激波后气流等熵滞止
4、粘性干扰
以高超声速平板边界层为例。高速或高超声速流动具有很大 的动能，在边界层内，粘性效应使流速变慢时，损失的动能部 分转变为气体的内能，这称为粘性耗散，且随之边界层内的温 度升高。这种温度升高控制了高超声速边界层的特征:气体的 粘性系数随温度升高而增大，其结果使得边界层变厚；另外， 边界层内的法向压力p为常数。由状态方程ρ =p/RT可知，温度 增加导致密度减小，对边界层内的质量流而言，密度减小需要 较大的面积，其结果也是使边界层变厚。这两种现象的联合作 用，使得高超声速边界层的增长比低速情形更为迅速。高超声 速流动的边界层较厚,相应的位移厚度也较大，由此对边界层 外的无粘流动将施加较大的影响，使外部无粘流动发生很大改 变，这一改变反过来又影响边界层的增长。这种边界层与外部 无粘流动之间的相互作用称为粘性干扰。粘性干扰对物面的压 力分布有重要影响，由此，对高超声速飞行器的升力、阻力和 稳定性都造成重要影响,同时使物面摩擦力和传热率增大。
5、高温流动和真实气体效应
高速或高超声速流动的动能被边界层内的摩擦效应所消耗， 极大的粘性耗散使得高超声速边界层内的温度非常高，足 以激发分子内的振动能，并引起边界层内的气体离解，甚 至电离。如果高超声速飞行器表面用烧蚀防热层保护，那 么，边界层中将有烧蚀产物，并引起复杂的碳氢化合反应。 基于这两个原因，高超声速飞行器表面将被化学反应边界 层所覆盖。在高超声速飞行器上，不仅有高温边界层流动 区，对钝头飞行器而言，还有头部高温区。钝头飞行器头 部的弓形激波是正激波或接近于正激波。在高超声速情况 下，这种强激波波后的气体温度极高。例如，在高度
C p p(21q21 .p114) 式中
q1121V122p1M12(12.15) 图12.5 正激波前后流动特性变化( ＝1.4)
因此
Cp
2 M12
((p122.116)) p1
将斜激波关系式代入上式，得
Cp
4 (sin2
1
M112)
(12.17)
在M12 sin2 >>１的极限情况下
线性化了，而必须保留方程中的非线性项。高超声速流场的这
种非线性性质，显然使扰流问题的理论研究更为复杂和困难。
但是，由于马赫角随 M数的增加而减少，高超声速流中某些空
气动力学问题与超声速时相比反而变得相对简单起来。
2、薄激波层
在高超声速流动中激波与物面之间的距离很小。激波与物 面之间的流场称为激波层。高超声速绕物体流动的基本特 征之一就是激波层很薄，而且，激波形状与物形往往很接 近。例如，马赫数M∞=36绕半楔角为15的高超声速流动， 假定气体为比热比γ =1.4的量热完全气体，按照理想气体 斜激波理论，激波倾角仅为18，见图12.1。
Cp
4 sin(212.18)
1
当气流转折角
、来流马赫数M
已知时，激波角
1
可由激波处
的速度三角形确定：
v2 2(M 12sin21)ctg tanV V u1 1 2 12((M ( 12 1s)1iM n )M 212 121) 2M (M 121(2si nc2os 21))c tg2(12.19)
12.2.1 平面斜激波前后参数的简化关系式
研究右图所示的直线斜 激波。上游和下游条件 分别用下标１和下标２ 表示。对于量热完全气 体，即比热容比γ 为常 数的气体，激波间断面 条件为：
M1 V1 a1 V 1r
V 1n
p1, 1,T1
V1
斜激波
M2 V2 a2
V 2r
V2
V 2n
v2
u2
图12.1薄激波层
如果计及高温化学反应的影响，激波角将更小。
3、熵层
高超声速飞行器都做成钝头部的原因:这是因为根据高超声
速层流边界层方程的自相似解，头部驻点处的对流传热与头部 曲率半径的平方根成反比，将头部钝化可以减轻热载荷。
熵层边界层d在高马赫数下，钝头上的激波层很薄，激波脱
体距离d 亦很小。在头部区域，激波强烈弯曲。我们知道，流 体通过激波后引起熵增，激波越强，熵增越大。在流动的中心 线附近，弯曲激波几乎与流线垂直，故中心线附近的熵增较大。 距流动中心线较远处，激波较弱，相应的熵增也较少。因此， 在头部区域形成了一层低密度、中等超声速、低能、高熵、大 熵梯度的气流，称为 “熵层”.该熵层向下游流动，并覆盖在 物体上。沿物面增长的边界层处于熵层之内，并受熵层影响， 熵层处在激波层的内层.根据可压缩流动的Crocco定理可知， 存在熵梯度的场必为有旋场，所以熵层为强旋涡区，有时把熵 层影响称为“涡干扰”。