高等空气动力学大作业
空气动力学拉法尔结构实验
空气动力实验报告拉阀尔喷管沿程M数分布试验及二维斜激波前后气流参数测量试验北京航空航天大学流体力学研究所2008年8月拉法尔喷管沿程M 数分布试验指导书一. 实验目的：了解暂冲式超音速风洞的基本工作原理，掌握拉伐尔喷管产生超音速的流动特性，根据沿拉法尔喷管各截面静压的测量值，确定沿喷管的M 数分布。
二. G1超音速风洞系统工作原理：图1为G1超音速风洞系统原理图，G1超音速风洞是由气源和洞体两大部分组成。
气源部分由空气压缩机、油水分离器、单向阀、纯化器和储气罐组成。
特别需要指出的是，气体经拉阀尔喷管到实验段是一个膨胀加速过程，气体到达实验段时的温度和密度会很低，此时若空气中含有水分和油的话，水汽就会凝结从而影响试验的精确性，而油分会增加这种凝结的危险性。
所以油水分离器是超音速风洞致关重要的一个装置。
G1超音速风洞洞体部分由调压阀、稳定段、拉阀尔喷管、实验段、第二喉道和扩压段组成。
1. 调压阀：由于压缩空气不断的从储气罐中流出，气罐内的压力就要不断地下降，为了保证稳定段内的总压P 0不变，使用调压阀调节气流的流通面积，使其逐步开大来满足稳定段总压的恒定。
2. 稳定段：经调压阀进入稳定段的气流是及不均匀的，气流中有许多旋涡存在。
稳定段的作用就是对这些不均匀气流进行调整。
由于稳定段的截面尺寸是风洞洞体中最大的，因此气流进入稳定段后流速降低，另外稳定段内还装有蜂窝器和阻尼网，其作用是粉碎气流中的大旋涡从而使气流均匀。
3. 拉阀尔喷管：拉阀尔喷管是超音速风洞产生超音速气流的关键部件，见图1，它是一个先渐缩后渐扩的管道装置，喷管的最小截面称为喉道，在喉道处气流达到音速。
对于定常管流，流过任一个截面的流体质量都是相等的，即，)(常数C vA =ρ，式中密度ρ、速度v 和截面A 处于流管同一截面内，对C vA =ρ式取对数，再微分，得：0=++AdA v dv d ρρ， （2-1）由定常一维流动的欧拉运动方程： ρ/dp vdv -= （2-2）及声速的微分形式：2/a d dp =ρ，（p 及ρ的变化规律为绝热等熵过程）合并为vdv a v d 22-=ρρ或 v dvM d 2-=ρρ 代入式（2-1）得： A dAv dv M =-)1(2 （M 为马赫数，a v M /=） (2-3) 式（2-3）即为一维可压缩流在变截面管道中等熵流动的基本关系式，该公式说明，在高速气流中，要使得流速增加，0/>v dv ，面积变化A dA /该增该减要看当时得M 数。
空气动力学(4学时)
流动状态
(a) 流体成层状流动，称为层流状态。 (b) 流动呈高度非定常状态，非常紊乱，称为紊流态或湍流态。 雷诺发现，出现湍流状态的条件取决于组合量 Re= ρ U d/ μ， 式中ρ 为流体密度，U为管内平均流速，d为圆管直径，μ为流体的粘性系数。
雷诺数小，意味着流体流动时各质点间的粘性力占主要地位，流体各质点平行于管路内壁 有规则地流动，呈层流流动状态。雷诺数大，意味着惯性力占主要地位，流体呈紊流流动 状态，一般管道雷诺数Re＜2000为层流状态，Re＞4000为紊流状态，Re＝2000～4000 为过渡状态
;加速度
dV ∂V ds ∂V dV as = = = V =V dt ∂s dt ∂s ds
伯努利方程的推导过程（1）
应用线性动力的牛顿第二定律 质量 流体的重力
dV PdA−(P+dP)dA−Wsinθ = mV m = ρV = ρ dAds ds
W = mg = ρ gdA
代入，联立得
sin θ =dz/ds dz dV -dpdA - ρ gdAds = ρ dAdsV ds ds
对流层顶高度为11km或36089ft， 对流层内标准温度递减率为，每增 加1000m温度递减6.5°C，或每增 加1000ft温度递减2°C。从11km到 20km之间的平流层底部气体温度 为常值。
●国际标准大气表
大气环境介绍——高度的表示
绝对高度（True Altitude） 相对海平面高度 真实高度（Absolute Altitude）相对地面的高度 压力高度（Pressure Altitude）相对标准气压平面的高度
空气动力学
1.空气的物理性质、状态参数和状态方程 2.音速、马赫数、流管、流线的概念 3.低速流体流动的基本规律 4.高速流体流动的基本规律 5.低速和高速流体流动的区别
空气动力学实验方法的介绍
空气动力学实验方法的介绍空气动力学实验方法是用来研究气体在运动中的力学规律以及与固体表面相互作用的科学方法。
这种方法在航空航天、汽车工程、建筑设计等领域具有重要的应用价值。
下面将介绍几种空气动力学实验方法的原理和应用。
1. 风洞实验风洞实验是最常见和常用的空气动力学实验方法之一。
其原理是利用风洞设备模拟真实环境中的气流，通过对模型进行测试，以了解在真实条件下物体受到的气流冲击力、升力、阻力等参数。
风洞实验可以提供精确的气动力数值，用于飞行器的设计和改进，汽车的空气动力学性能评估等。
2. 射流实验射流实验是一种基于喷气原理的空气动力学实验方法。
它通过将高速气流喷射到模型表面，观察气流与模型表面及周围介质的相互作用，研究气体流动的特性。
射流实验广泛应用于燃烧室设计、火箭发动机喷口设计等领域，可以提供有关射流边界层、射流分离和循环等问题的重要实验数据。
3. 液晶法测量液晶法测量是一种利用液晶分子的光学特性来研究气体流动的方法。
液晶是一种特殊的有机分子材料，具有光学各向异性特性。
当液晶分子受到外界作用力时，其分子排列会发生变化，从而改变光的传播路径和颜色。
通过将液晶材料涂覆在模型表面上，可以实时观测流场中的压力分布和气流的流动状态。
液晶法测量在飞行器外形优化、风能利用等领域具有广泛的应用前景。
4. 数值模拟方法数值模拟是在计算机上运用数学模型和物理方程对流体流动进行仿真的方法。
空气动力学领域的数值模拟方法主要有有限元法、有限差分法和有限体积法等。
这些方法通过离散化方程组，模拟气体的流动情况并计算相关的气动参数。
数值模拟方法具有高效、灵活、经济的特点，广泛应用于气动力学研究和工程实践中。
综上所述，空气动力学实验方法包括风洞实验、射流实验、液晶法测量和数值模拟方法等多种形式。
通过这些实验方法可以研究气体在运动中的力学规律，获得相关的气动力参数，为航空航天、汽车工程等领域的设计和改进提供有力支持和指导。
随着科学技术的不断发展，这些实验方法将继续在未来的空气动力学研究中发挥重要作用。
《空气动力学基础》第5章
0.4
1% -0.16% -0.84%
0.6
1% -0.36% -0.64%
1.0
1% -1.0%
0%
1.2
1.3
1.6
1% -1.44% 0.44%
1% -1.96% 0.96%
1% -2.56% 1.56%
Ma<0.3时忽略压缩性影响（不可压）；
0.3<Ma<1时，密度相对变化率小于速度相对变化率；
管道的最小截面不一定时临界截面。
22:31
9
第五章 一维定常可压缩管内流动
§5-1 理想气体在变截面管道中的流动
管道截面积变化对气流参数的影响
不同马赫数下气流的压缩性不同； 密度变化和速度变化的方向总是相反。
d dv dA 0 vA
Ma
参数
dv v
d
dA A
0.3
1% -0.09% -0.91%
流量函数q(λ)
qm
v a
a A
q(λ)
1
0
0 *
(
)
1 1 2
v a
11
0
2 11 1
p0 RT0
a
2
1
RT0
1
1
qm
()
1 1 2
2 1
1
p0 RT0
2 1
RT0
A
1
1
qm q
2 2 1
1
R
1
p0 A T0
2 1
R
1
p0 A q
气压强，已知：容器内的压强为7.0×105 Pa，温度为288K，大气压强为 1.0133×105 Pa，喷管出口面积为0.0015m2。求：①初始空气的出口速度ve 和通过喷管的流量qm；②设容器体积为1求此状态能保持多长时间？
北航飞行力学大作业
飞行力学大作业质心惯性加速度的基本方程是式（5.1.7）,其中动点就是在转动参考系FE 屮的Oy 。
这样 &质心相对于地球的速度，已用VE 来表示。
这里假设地轴固定于惯性空间，且& 0。
因此，F E 的原点的加速度ao 就是与地球转动有关的向心加速度。
数值比较表明，这一加速度和 g 相比通常可以略去。
而对于式（5.1.7）中的向心加速度项 ％%i •的情况也是一样的，,也通常省略。
在式（5.1.7）中剩下的两项中r，而哥氏加速度为 2 2已&&V o 后者取决于飞行器速度的大小和方向，并且在轨道速度时至多为10%g o 当然在更高速度时可能更大。
所以保留此项。
最后质心的加速度可以简化为如下 形式：o女2%匕上avCEV EE E&EE E&E E EacBL BE aCEL BE V E 2 %E V EL BE V E2L BE %E V E&% %E%&%%E(i)V BBB V B 2 B V BV B()B V B设飞机的迎角为 ，侧滑角为 ，则体轴系的气动力表示为:AxDCOS coscos sin sin DAL Ay BWWLy( ) Lz( ) csin cos 0 C A zLsin a cossin asincosaLgv 0g(3)(4)由坐标转换可知1理论推导方程在平面地球假设下，推导飞机质心在体轴系下的动力学方。
体轴系屮的力方程为：f=m acB 而f 二AB+mg+T 重力在牵连垂直坐标系下为:T x T cosTz TsinP B EEE BqB rB E(9)带入原方程，可得其质心的动力学方程：A x T cos mg sin m[u& (qB q)w ( TB E r )v]Ay mgcos sin 01|^&(卅 r )u ( PB E p)w]A z T sin mg cos cosm[ w& (pB p)v (qB q)u](10)(2)飞机的转动动力学方程：由(11)%&且hiRi R I dm& & %(12)RiL IB (R BB K B }sinmgB HI L BV gvmg sin cos(5)cos cos所以由上述公式可知:sin mg sin cos COS cosXE E+ Y =m acB = m [ V B(% %) B V B ]Zu V cos coscos sin sin V cos cosV EV L0 sin cos 0 0 sin VBBWwsin a cossin a sincosasin a cos(7)其中:由坐标变换知道：n L nB BI I% & % %L BI K I L IB R B dm L BI K I L IB B RBdm由书上的(4.7, 4)的规则知道:% %DL K LKB BI I IB(14)% & % %hB R B R B dm R B B R B dm(15)因为飞机一般认为是刚体飞机，故其变形分量一般认为为0,所以:I xy =I yz =0% % %hBR B %B R B dm R B R B11lx xyzx11BxyIyyzI IZXyz I zI IlxxyZX11BxyIyyz1 1zx yzI zBdm B B(16)L IxP& I zx( r& pq)(Iy& 2 2M I yQ I zx (r p ) ( I: N Izf& Izx ( p& qr ) (lx考虑发动机转子的转动惯量，可得rr r hBB Bh 的 %R dmBB B B可知在体轴系下的各转矩为：& % & &Iz )qr r h y r q h y rrrIX )rp rhx p hz(17)iy )pqq h x r p h y r(18)B B B B(19)%l % rhB B BhBB B(26)为：质心动力学方程:& 1 sin tancos tan P & 0cossinQ &0 sin seccossecR& & N I zx I yzhx 0 r hyrr(3)0 h zV E L (VVVB BW)Ixy I zxp& 0 Iy I yzq&rIyzIz i •&I p xyIzx IyI yzq IyzIzr(20)(21)uW xVBV W BW yw■Wz&XE (U Wx ) cos cos (v Wy )(sinsin cos &yE(U W x )cos sin(v W y )(sin sin sinZ&E (U Wx )sin(V Wy ) COSw cos cos(4)由公式 Vi &j3 & k2 &(22)cos sin ) (w Wz )(cos sin cos sin sin )cos cos ) (w Wz )(cos sin sin sin cos )1 0sin ■0 j3cos k2 cos sinsinCOS cos当VE和均予忽略时，则［P, Q ，R ］二［p,q,r ］,艮PFp 1 0 sin & Q0 cos cos sin & Rsincos cos&(24)B 相对于F 1的角速度，方程可写成如下形式：(25)其六自由度运动方程r q lx 0 p IxyI 再根据欧拉角的矩阵变化知(23)通过求逆，知:(27)AT cos mg sin m[u& (q E Rq)w (r L r )v] RAAymgcossin&Em [v (rB r )u E(gB (p・Bp)w]A zT sinmg cos cos m[ w & p)v (q 匕 q)u]B若忽略地球的自转则可得:根据（2）推出其简化的动力学方程为:L lx p& Izx( r&pq) (I yIz )qr M lyq& I zx (r 2 p 2 ) (IzIx)rp NIzr& I zx ( p&qr) (lxiy )pq质心运动学方程：根据（3）可知，绕质心转动的运动学方程: 根据（4）可知 A x T cosmg sin&rv ]m[u qw&Ay mg cos sin m[v ru pw]&A z T sin mg cos cos m[ w pv qu ]绕质心转动的动力学方: 由于具有对称面，且可以忽略 &B 有：I xy =1 yz=O(28)(29)&XE(U Wx ) cos cos(v Wy )(sin sin cos cos sin ) ( w Wz )(cos sin cos y&E(UW x ) cos sin(v Wy )(sin sin sincos cos ) (wWz )(cossin sinz& F(UW )sin (v XW )cos w cosVcos由于是无风，故s in s in ) sin cos )(30)(31)&XE&YE&ZFucos ucos usin cos sinvcos v(sin sin cos cos sin ) w(cos sin cossin sin v(sin sin sin cos cos )w(cos sin sinsin cos(32)wcos cos& P Q sin tanRcos tan(27)& Q cos Rsin& Q sin sec R cos sec 二、小扰动线化设基准运动为对称定常直线水平飞行，假设飞机是具有对称面的刚体。
北航研究生飞行力学大作业
1.1.2 体轴系下的质心动力学方程
与风轴系下质心加速度类似：
2
飞行力学计算实习作业
~ E E VCB aCB WBBVCB 0 r q u u 0 p v v r 0 w w q p vr wq u ur v wp uq vp w
力 fW 分为可控力 AW 和重力 mgW ，可控力分为气动力和推力
D TxW AW C Ty 1 0 cos W 0 sin W cos W sin W 0 cos W sin W 0 0 sin W 0 1 0 0 0 cos W g
于是
~W E E CW aCW LWEWE LEW VCW V
又
~W ~W WW LWEWE LEW
则
1
飞行力学计算实习作业
~W E E VCW V aCW WW CW rW 0 0 rW pW qW V VrW VqW qW V V 0 0 pW 0 0 0
2
飞行力学计算实习作业
第 1 章 在平面地球假设条件下推导方程
1.1 质心动力学方程推导
1.1.1 风轴系下质心动力学方程。
基于大地平面假设、无风（ w 0 ） ，取 FW 为动系，质心 C 为动点。由于质心 C 始 终与 FW 原点重合， 因此 r w 0 ， 进而 aCW aOW 。 其中 aCW 为 C 点的绝对加速度在 FW 下 的表示。 由于绝对速度在风轴系中有
V
于是加速度为：
E CW
高等结构动力学大作业
高等结构动力学大作业1. 简介高等结构动力学是结构工程学中的一门重要课程，主要研究结构在外力作用下的动力响应。
本次大作业将探讨高等结构动力学的相关内容，包括结构振动、模态分析和地震反应等。
2. 结构振动结构振动是结构动力学的基础知识，是研究结构在外力作用下的运动规律的重要手段。
结构振动可以分为自由振动和受迫振动两种。
2.1 自由振动自由振动是指结构在没有外力作用下的振动。
结构的自由振动可以通过求解结构的固有振型和固有频率来得到。
固有振型是指结构在自由振动时的形态，固有频率是指结构在自由振动时的振动频率。
2.2 受迫振动受迫振动是指结构在外力作用下的振动。
外力可以是周期性的，也可以是非周期性的。
受迫振动可以通过求解结构的响应函数和激励函数来得到。
3. 模态分析模态分析是研究结构振动特性的重要方法，通过模态分析可以得到结构的模态参数，包括模态振型和模态频率。
模态振型是指结构在特定模态下的振动形态，模态频率是指结构在特定模态下的振动频率。
3.1 模态分析的方法常用的模态分析方法包括有限元法、模态超级位置法和模态伸缩法等。
有限元法是一种基于数值计算的方法，通过离散化结构并求解特征值问题来得到结构的模态参数。
模态超级位置法是一种基于振动测量的方法，通过测量结构的振动响应来得到结构的模态参数。
模态伸缩法是一种基于模态参数估计的方法，通过估计结构的模态参数来得到结构的模态参数。
3.2 模态分析的应用模态分析在结构工程中有广泛的应用，包括结构设计、结构优化和结构监测等。
通过模态分析可以评估结构的动力性能，指导结构的设计和优化，以及监测结构的健康状况。
4. 地震反应地震反应是指结构在地震作用下的振动响应。
地震是一种破坏性的外力，对结构的安全性和稳定性具有重要影响。
地震反应分为静力反应和动力反应两种。
4.1 静力反应静力反应是指结构在地震作用下的静态响应。
静力反应可以通过结构的刚度矩阵和地震力谱来计算得到。
静力反应的计算可以采用静力分析和动力分析两种方法。
高等结构动力学大作业
在高等结构动力学领域，大作业可以选择一个特定的主题或问题进行深入研究和分析。
以下是一些可能的大作业主题和相关内容，供参考：
1. 结构振动分析
-可以选择某种结构（如梁、柱、桥梁等）进行振动特性分析，包括自由振动和强迫振动的计算和模拟。
-可以探讨不同振动模式对结构的影响，以及振动频率、振型等参数的计算方法。
2. 结构地震响应分析
-研究结构在地震作用下的响应特性，包括地震波传播、结构的地震响应计算和分析。
-可以探讨结构的地震易损性评估方法，以及如何通过设计和加固措施提高结构的地震抗性。
3. 结构动力优化设计
-结合结构动力学理论和优化方法，研究如何在结构设计过程中考虑动力学要求，实现结构的轻量化和性能优化。
-可以探讨多目标优化方法在结构动力学设计中的应用，如考虑刚度、强度和振动等多个指标的优化设计。
4. 结构非线性动力学
-研究结构在非线性荷载下的动力学行为，包括非线性振动、共振现象、失稳分析等。
-可以探讨结构在非线性动力作用下的特殊现象和行为，如超谐波振动、周期加速等。
5. 结构阻尼与能量耗散
-探讨结构的阻尼机制和能量耗散特性，包括材料阻尼、结构阻尼器设计等内容。
-可以研究不同类型的阻尼器在减震和能量耗散中的应用效果，以提高结构的动力学性能。
以上是一些可能的大作业主题，你可以根据自己的兴趣和专业背景选择一个合适的主题，并展开深入的研究和分析，从而完成一份高质量的高等结构动力学大作业。
空气动力学的研究及其应用
空气动力学的研究及其应用空气动力学是研究物体在流体（主要是空气）中受到的力和运动的学科。
它广泛应用于飞行器、汽车、建筑、能源、环境等各个领域。
随着科学技术的不断发展，人们对空气动力学的研究越来越深入，其应用也更加广泛。
一、空气动力学的基本理论理解空气动力学的基本理论对于应用它来解决实际问题是至关重要的。
1.流体力学基础流体力学是研究流体运动的科学，包括了液体和气体。
流体力学的基本方程是质量守恒方程、动量守恒方程和能量守恒方程。
其中，质量守恒方程是指在任意给定时刻，进入流体控制体与流体控制体内的质量总和相等；动量守恒方程是指在任意给定时刻，进入流体控制体的动量和流体控制体内产生的动量之和相等；能量守恒方程是指在任意给定时刻，进入流体控制体的能量和流体控制体内的能量之和相等。
2.空气动力学基础空气动力学是研究自由空气中物体的运动和相互作用的学科。
空气动力学是研究物体在流体中所受到的各种力的产生、传递、转换和作用机理的学科。
空气动力学的工作依靠计算机辅助工具，如数值模拟，计算流体力学等手段进行研究和实验。
3.气流的流动分析气流是指在一个流体中以一定速度飞行的气体流动，容易受到各种因素的影响。
气流的流动分析可以采用数值模拟，计算流体力学等手段。
气流的流动分析可以分析的内容包括：气体的密度分布、气流的流场特性、气体在流动中的变化等等。
二、空气动力学的应用空气动力学的应用在不同地方有不同的表现，掌握空气动力学的应用可以帮助了解机械、航空、化学等科学的发展。
1.飞行器空气动力学对于飞行器的研究与设计是非常重要的。
飞行器的外形、传热、气动性能等都与空气动力学有关。
在飞行器研发中，需要进行空气动力学的计算、实验和模拟，来评估飞行器的性能和稳定性。
2.汽车汽车也是一个受到空气动力学影响的领域。
设计者可以利用空气动力学原理来改善汽车的外观，提高汽车在高速行驶中的稳定性和减少风阻等。
在汽车研发中，需要进行风洞测试和数值模拟，来优化汽车的气动性能。
空气动力学的基础理论与应用
空气动力学的基础理论与应用空气动力学是研究物体在空气中运动时，所受到的气动力及其作用性能的科学。
自人类研制飞行器以来，空气动力学便成为飞行器设计和研究的重要领域。
但实际上，空气动力学研究的范围远不止飞行器，还适用于汽车、高铁、桥梁等领域。
本文将介绍空气动力学的基础理论和应用。
一、空气动力学的基础理论1.流体力学空气动力学的基础理论是流体力学，它主要研究流体的运动方式和运动规律。
在空气动力学中，流体大多指气体。
气体的流动可以分为层流和湍流。
层流指气流的运动呈现平滑的状态，流线整齐，速度分布均匀，剪应力小。
而湍流则是气流的运动方式呈现混沌、无规律的状态，流线混乱，速度分布不均匀，剪应力大。
2.空气动力学基本方程空气动力学基本方程包括质量守恒方程、动量守恒方程和能量守恒方程。
质量守恒方程描述的是气体内部质量的守恒。
动量守恒方程描述的是气体内部动量的守恒。
能量守恒方程描述的是气体内部能量的守恒。
这些方程组成了解决气体流动问题的数学基础。
3.气动力学气动力学研究物体在空气中运动时所受到的气动力。
气动力可以由压力力和剪力组成。
气体静压力是气体由于分子速度和数密度变化产生的压力。
气体剪切力是气体分子之间的相互作用力，作用在物体表面上。
二、空气动力学的应用1.飞行器在飞行器设计中，空气动力学是不可或缺的。
飞行器的气动外形和气动力性能的研究需要应用空气动力学的基础理论和计算方法。
在工程实践中，需要进行气动计算、模拟和试验研究，以验证新型设计的气动性能，并进行数据分析和优化。
2.汽车汽车空气动力学研究主要是优化车身外形和改善车辆的空气动力性能。
优化车辆外形可以提高燃油效率、降低汽车空气阻力、提高安全性和稳定性。
在汽车设计中，也需要进行气动计算、模拟和试验研究，以验证新型设计的气动性能，并进行数据分析和优化。
3.高铁高铁空气动力学研究主要是优化列车外形和改善列车的空气动力性能。
在高速列车行驶过程中，空气阻力对列车运行速度和能源消耗有着重要影响。
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高等空气动力学大作业
姓 名____李海波_____
学 号___2010200297__
将自变量λ离散化为数组
将被积函数化为离散值λ的函
数，得出相应离散数组
使用cumsum函数对被积函数
求积分，得出相应离散λ值自
变量的积分值数组。
将积分数组值作为分子，将积
分数组尾项值作为分母，取比
值得出离散点 ‘x/L’与λ的相应
值
输出曲线得出λ随‘x/L’的变化
关系。
由气动函数得出气流参数
p,T,p0,ρ随λ的变化关系，连
立λ随‘x/L’的变化关系。输出
气流参数随‘x/L’的变化关系曲
线。
程序结构框图：
MATLAB程序：
x=0:0.001:0.4;
x表示速度系数λ， 在0-0.4离散λ为间距0.001的数组
m=(1-x.^2)./((x.^2+1).^2.*((1-0.26./2.26.*x.^2)./(1+x.^2)).^0.5.*(1+0
.0012.*(x.*(2.52.*8314.*2355./2.26./23.27).^0.5-100)));
m表示被积函数，
是与λ一一对应的函数值数组。
p=cumsum(m)*0.001;
使用cumsum函数对被积函数求积分，p为相应离散λ自变量值
的积分值数组。
n=p(400);
n为积分数组尾项值，即分母的值
y=p/n;
y表示x/L ，得出x/L和λ的对应关系
plot(y,x,'k')
输出λ随x/L变化的曲线，黑色
hold on
a=1-(0.26./2.26).*(x.^2); a表示气体参数T/T0
plot(y,a,'r')
输出T/T0随x/L变化的曲线，红色
b=(1-(0.26./2.26).*(x.^2))./(1+x.^2); b表示气体参数p/p1
plot(y,b,'b') 输出p/p1随x/L变化的曲线，蓝色
c=1./((1+x.^2).*(1-0.26./2.26.*x.^2).^(1./0.26));
c表示气体参数p0/p01
plot(y,c,'m')
输出p0/p01随x/L变化的曲线，紫色
d=1./(1+x.^2);
d表示气体参数ρ/ρ1
plot(y,d,'k')
输出ρ/ρ1随x/L变化的曲线，黑色