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高超聲速風洞實驗與測量 版權信息
- ISBN：9787030706775
- 條形碼：9787030706775 ; 978-7-03-070677-5
- 裝幀：一般膠版紙
- 冊數：暫無
- 重量：暫無
- 所屬分類：>
高超聲速風洞實驗與測量 內容簡介
本書主要講述高超聲速風洞實驗方法與測量技術。從高超聲速飛行器對氣動實驗需求開始，首先介紹了目前高超聲速地面實驗模擬所遇到主要問題以及高超聲速風洞和設備的分類、特點、性能及運行方式；隨后介紹了高超聲速風洞參數的測量及流場校測，高超聲速氣動力實驗方法和實驗中需要解決的關鍵實驗技術，高超聲速風洞中實驗模型表面熱環境測量方法和技術，高超聲速風洞中的自由飛實驗方法和技術，在燃燒加熱高超聲速風洞和高焓激波風洞中超燃推進技術的實驗方法，高超聲速風洞的流動顯示技術和空間流場參數的光學測量方法；很后，展望了高超聲速地面實驗的未來。 本書可供從事航空、航天飛行器研制和空氣動力學研究工程技術人員使用，也可供高等院校有關專業的師生參考。
高超聲速風洞實驗與測量 目錄
目錄
叢書序
前言
第1章高超聲速飛行的氣動實驗需求1
1.1高超聲速流動的典型特點及對飛行器的影響4
1.2高超聲速氣動實驗需求8
參考文獻13
第2章高超聲速風洞的特點和種類15
2.1高超聲速地面實驗面臨的挑戰15
2.1.1高超聲速氣動地面實驗的困難15
2.1.2高超聲速地面實驗模擬的差距18
2.2高超聲速風洞的種類19
2.3高超聲速風洞實驗項目類別23
參考文獻24
第3章常規高超聲速風洞25
3.1常規高超聲速風洞種類和構成26
3.1.1常規高超聲速風洞種類26
3.1.2常規高超聲速風洞結構27
3.2實驗氣體的凝結和加熱器33
3.2.1凝結的產生33
3.2.2加熱溫度的確定35
3.2.3典型加熱器36
3.3高超聲速噴管43
3.3.1型線設計44
3.3.2喉道防熱技術50
3.3.3拓寬馬赫數范圍的更換喉道措施51
3.4擴壓段與引射器53
3.4.1擴壓段53
3.4.2引射器55
參考文獻58
第4章激波風洞60
4.1激波風洞的基本原理和結構61
4.1.1激波風洞的基本原理及參數計算62
4.1.2激波風洞的運行64
4.1.3入射激波馬赫數提高后對流動的影響72
4.1.4炮風洞74
4.2提高激波風洞驅動能力的方法78
4.3直接加熱輕氣體驅動激波風洞82
4.4爆轟驅動激波風洞84
4.4.1爆轟過程的基本原理84
4.4.2爆轟驅動的運行方式87
4.5自由活塞激波風洞92
4.5.1活塞運動93
4.5.2調諧操作95
4.5.3壓縮比和定壓驅動時間96
4.5.4自由活塞激波風洞的結構98
4.6膨脹管與膨脹風洞102
4.6.1膨脹管的基本原理103
4.6.2膨脹風洞107
參考文獻108
第5章高超聲速特種風洞和設施113
5.1重活塞壓縮類高超聲速風洞113
5.1.1長射型重活塞炮風洞113
5.1.2多級壓縮重活塞風洞116
5.2壓力平衡驅動的高雷諾數高超聲速風洞118
5.3路德維希管（Ludwig tube）高超聲速風洞121
5.4靜風洞123
5.5低密度風洞129
5.6燃燒加熱風洞131
5.6.1燃氣流設備131
5.6.2燃燒加熱風洞133
5.6.3燃燒加熱方式對超燃流場特性的影響135
5.7電弧加熱氣動實驗設備136
5.8高超聲速彈道靶140
5.9高速火箭橇144
參考文獻147
第6章高超聲速風洞氣流參數測量150
6.1高超聲速風洞氣流參數測量理論與方法150
6.2常規高超聲速風洞氣流參數測量153
6.2.1壓力測量153
6.2.2溫度測量155
6.2.3流場馬赫數校測157
6.2.4氣流偏角測量159
6.3脈沖風洞氣流參數測量161
6.3.1總壓測量161
6.3.2激波管激波速度測量及總溫測量162
6.3.3實驗段參數測量163
6.4高超聲速風洞流場品質對實驗數據質量的影響165
參考文獻166
第7章高超聲速風洞氣動力測量技術168
7.1高超聲速風洞測力實驗169
7.1.1高超聲速風洞測力實驗種類169
7.1.2高超聲速風洞測力實驗應注意的問題171
7.1.3高超聲速風洞測力實驗技術的發展方向173
7.2高超聲速風洞天平174
7.2.1設計要求174
7.2.2結構形式176
7.3天平防熱技術183
7.4動態干擾解決方案185
7.4.1高剛度應變天平技術186
7.4.2壓電天平技術188
7.4.3慣性補償技術189
7.5摩阻測量192
7.5.1摩阻天平測量192
7.5.2液晶涂層摩阻測量194
7.6模型表面壓力測量199
7.6.1常規高超聲速風洞模型表面壓力測量199
7.6.2脈沖風洞模型表面壓力測量201
7.6.3壓敏漆測量技術202
7.6.4脈動壓力測量204
參考文獻206
第8章高超聲速風洞模型傳熱測量技術209
8.1熱流密度測量原理210
8.1.1兩層介質中的熱傳導210
8.1.2一維半無限體中的熱傳導212
8.2薄膜量熱計213
8.2.1工作原理及結構213
8.2.2傳感器技術要求213
8.2.3傳感器的安裝214
8.2.4熱流測量數據處理215
8.2.5平板轉捩實驗217
8.3同軸熱電偶218
8.3.1工作原理及結構218
8.3.2同軸熱電偶技術要求220
8.3.3同軸熱電偶的分類220
8.3.4熱流測量數據處理221
8.3.5球頭駐點熱流密度測量實驗222
8.4磷光熱圖技術223
8.4.1測熱原理223
8.4.2關鍵技術224
8.4.3熱流密度數據處理227
8.4.4典型磷光熱圖實驗229
8.5紅外熱圖技術232
8.5.1測熱原理232
8.5.2技術要求233
8.5.3數據處理235
8.5.4圓錐轉捩實驗236
8.6其他熱流測量方法237
參考文獻239
第9章高超聲速風洞自由飛實驗技術241
9.1動態相似準則243
9.2數據采集設備245
9.3模型投放裝置246
9.4模型設計249
9.5圖像處理250
9.6氣動參數辨識251
9.7多體分離自由飛實驗257
參考文獻261
第10章高溫高超聲速風洞沖壓推進實驗技術264
10.1沖壓類發動機實驗的基本要求265
10.2沖壓類發動機性能評估方法267
10.3燃燒加熱風洞沖壓類發動機實驗技術267
10.3.1燃料加注方法268
10.3.2應變天平測力技術270
10.4高焓激波風洞沖壓類發動機實驗技術272
10.4.1燃料加注方法272
10.4.2自由飛測力技術274
參考文獻283
第11章高超聲速風洞空間流場顯示與測量技術286
11.1基于光學折射原理的流場顯示技術287
11.2基于氣體放電原理的流場顯示技術293
11.3基于示蹤粒子散射原理的流場顯示與測量技術298
11.4基于分子激發誘導熒光原理的流場顯示與測量技術306
11.5基于吸收光譜的流場診斷與測量技術309
參考文獻322
第12章高超聲速氣動地面實驗的未來與展望325
12.1未來高超聲速飛行器發展325
12.2未來高超聲速飛行器氣動實驗難點及熱點問題326
12.2.1高馬赫數模擬326
12.2.2高溫條件模擬327
12.2.3邊界層轉捩實驗328
12.2.4超燃及一體化實驗技術328
12.2.5實驗技術發展328
12.3高超聲速風洞實驗的展望329
參考文獻331
叢書序
前言
第1章高超聲速飛行的氣動實驗需求1
1.1高超聲速流動的典型特點及對飛行器的影響4
1.2高超聲速氣動實驗需求8
參考文獻13
第2章高超聲速風洞的特點和種類15
2.1高超聲速地面實驗面臨的挑戰15
2.1.1高超聲速氣動地面實驗的困難15
2.1.2高超聲速地面實驗模擬的差距18
2.2高超聲速風洞的種類19
2.3高超聲速風洞實驗項目類別23
參考文獻24
第3章常規高超聲速風洞25
3.1常規高超聲速風洞種類和構成26
3.1.1常規高超聲速風洞種類26
3.1.2常規高超聲速風洞結構27
3.2實驗氣體的凝結和加熱器33
3.2.1凝結的產生33
3.2.2加熱溫度的確定35
3.2.3典型加熱器36
3.3高超聲速噴管43
3.3.1型線設計44
3.3.2喉道防熱技術50
3.3.3拓寬馬赫數范圍的更換喉道措施51
3.4擴壓段與引射器53
3.4.1擴壓段53
3.4.2引射器55
參考文獻58
第4章激波風洞60
4.1激波風洞的基本原理和結構61
4.1.1激波風洞的基本原理及參數計算62
4.1.2激波風洞的運行64
4.1.3入射激波馬赫數提高后對流動的影響72
4.1.4炮風洞74
4.2提高激波風洞驅動能力的方法78
4.3直接加熱輕氣體驅動激波風洞82
4.4爆轟驅動激波風洞84
4.4.1爆轟過程的基本原理84
4.4.2爆轟驅動的運行方式87
4.5自由活塞激波風洞92
4.5.1活塞運動93
4.5.2調諧操作95
4.5.3壓縮比和定壓驅動時間96
4.5.4自由活塞激波風洞的結構98
4.6膨脹管與膨脹風洞102
4.6.1膨脹管的基本原理103
4.6.2膨脹風洞107
參考文獻108
第5章高超聲速特種風洞和設施113
5.1重活塞壓縮類高超聲速風洞113
5.1.1長射型重活塞炮風洞113
5.1.2多級壓縮重活塞風洞116
5.2壓力平衡驅動的高雷諾數高超聲速風洞118
5.3路德維希管（Ludwig tube）高超聲速風洞121
5.4靜風洞123
5.5低密度風洞129
5.6燃燒加熱風洞131
5.6.1燃氣流設備131
5.6.2燃燒加熱風洞133
5.6.3燃燒加熱方式對超燃流場特性的影響135
5.7電弧加熱氣動實驗設備136
5.8高超聲速彈道靶140
5.9高速火箭橇144
參考文獻147
第6章高超聲速風洞氣流參數測量150
6.1高超聲速風洞氣流參數測量理論與方法150
6.2常規高超聲速風洞氣流參數測量153
6.2.1壓力測量153
6.2.2溫度測量155
6.2.3流場馬赫數校測157
6.2.4氣流偏角測量159
6.3脈沖風洞氣流參數測量161
6.3.1總壓測量161
6.3.2激波管激波速度測量及總溫測量162
6.3.3實驗段參數測量163
6.4高超聲速風洞流場品質對實驗數據質量的影響165
參考文獻166
第7章高超聲速風洞氣動力測量技術168
7.1高超聲速風洞測力實驗169
7.1.1高超聲速風洞測力實驗種類169
7.1.2高超聲速風洞測力實驗應注意的問題171
7.1.3高超聲速風洞測力實驗技術的發展方向173
7.2高超聲速風洞天平174
7.2.1設計要求174
7.2.2結構形式176
7.3天平防熱技術183
7.4動態干擾解決方案185
7.4.1高剛度應變天平技術186
7.4.2壓電天平技術188
7.4.3慣性補償技術189
7.5摩阻測量192
7.5.1摩阻天平測量192
7.5.2液晶涂層摩阻測量194
7.6模型表面壓力測量199
7.6.1常規高超聲速風洞模型表面壓力測量199
7.6.2脈沖風洞模型表面壓力測量201
7.6.3壓敏漆測量技術202
7.6.4脈動壓力測量204
參考文獻206
第8章高超聲速風洞模型傳熱測量技術209
8.1熱流密度測量原理210
8.1.1兩層介質中的熱傳導210
8.1.2一維半無限體中的熱傳導212
8.2薄膜量熱計213
8.2.1工作原理及結構213
8.2.2傳感器技術要求213
8.2.3傳感器的安裝214
8.2.4熱流測量數據處理215
8.2.5平板轉捩實驗217
8.3同軸熱電偶218
8.3.1工作原理及結構218
8.3.2同軸熱電偶技術要求220
8.3.3同軸熱電偶的分類220
8.3.4熱流測量數據處理221
8.3.5球頭駐點熱流密度測量實驗222
8.4磷光熱圖技術223
8.4.1測熱原理223
8.4.2關鍵技術224
8.4.3熱流密度數據處理227
8.4.4典型磷光熱圖實驗229
8.5紅外熱圖技術232
8.5.1測熱原理232
8.5.2技術要求233
8.5.3數據處理235
8.5.4圓錐轉捩實驗236
8.6其他熱流測量方法237
參考文獻239
第9章高超聲速風洞自由飛實驗技術241
9.1動態相似準則243
9.2數據采集設備245
9.3模型投放裝置246
9.4模型設計249
9.5圖像處理250
9.6氣動參數辨識251
9.7多體分離自由飛實驗257
參考文獻261
第10章高溫高超聲速風洞沖壓推進實驗技術264
10.1沖壓類發動機實驗的基本要求265
10.2沖壓類發動機性能評估方法267
10.3燃燒加熱風洞沖壓類發動機實驗技術267
10.3.1燃料加注方法268
10.3.2應變天平測力技術270
10.4高焓激波風洞沖壓類發動機實驗技術272
10.4.1燃料加注方法272
10.4.2自由飛測力技術274
參考文獻283
第11章高超聲速風洞空間流場顯示與測量技術286
11.1基于光學折射原理的流場顯示技術287
11.2基于氣體放電原理的流場顯示技術293
11.3基于示蹤粒子散射原理的流場顯示與測量技術298
11.4基于分子激發誘導熒光原理的流場顯示與測量技術306
11.5基于吸收光譜的流場診斷與測量技術309
參考文獻322
第12章高超聲速氣動地面實驗的未來與展望325
12.1未來高超聲速飛行器發展325
12.2未來高超聲速飛行器氣動實驗難點及熱點問題326
12.2.1高馬赫數模擬326
12.2.2高溫條件模擬327
12.2.3邊界層轉捩實驗328
12.2.4超燃及一體化實驗技術328
12.2.5實驗技術發展328
12.3高超聲速風洞實驗的展望329
參考文獻331
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高超聲速風洞實驗與測量 節選
第1章高超聲速飛行的氣動實驗需求 航空航天飛行器的發展已經走過了百年歷程，影響到人類發展的各個方面，促進了人們旅行、航空運輸、太空探索的巨大進步，也深深影響了人類戰爭的方式和進程。人類對飛行、太空探索及戰爭的需求，促使飛行器不斷向飛得更高、飛得更快、飛得更遠發展。 高超聲速飛行器的研究在第二次世界大戰時期就已開始。1949年2月24日，美國利用從德國獲取的V2火箭技術在白沙瓦實驗場發射了一枚兩級V2火箭，**次使人造飛行器實現了超過5倍聲速的高超聲速飛行（圖1.1）。1961年4月21日，搭載航天員加加林的東方號飛船采用多級火箭發射成功，繞地球軌道飛行后以超過25倍聲速的速度進入大氣層并安全返回地面，加加林成為**位進入太空，也是**位經歷過高超聲速飛行的人。1961年6月23日，美國空軍飛行員懷特駕駛X15飛機飛行，飛行馬赫數達到了5.3，*次駕駛飛機實現了馬赫數超過5的飛行。1969年7月，美國阿波羅飛船成功登月并安全返回，實現了人類*次登陸地球之外的星球。1981年4月，美國“哥倫比亞”號航天飛機發射成功（圖1.2），這也是人類*次采用可重復使用高超聲速升力體飛行器從太空返回地面的飛行［1，2］。 圖1.1V2火箭發射 圖1.2“哥倫比亞”號航天飛機發射圖 20世紀50～80年代，太空飛船、航天飛機和洲際戰略導彈的研制使高超聲速飛行研究達到**次高潮，在過去的半個多世紀中，人類成功實現了在高超聲速范圍內的飛行，包括阿波羅飛船以馬赫數36的速度再入地球大氣層［1］、星際探測中以47km/s的速度進入木星大氣、戰略導彈的高雷諾數高馬赫數再入。進入21世紀以來，高超聲速飛機、高超聲速滑翔飛行器、高超聲速巡航導彈等飛行器的發展，以及高超聲速吸氣式超燃推進等熱點技術的研究使高超聲速研究熱潮更是達到了一個新的高度。X43A和X51A飛行試驗成功驗證了超燃推進的可行性（圖1.3）［3，4］。 圖1.3美國X43A和X51A超燃飛行試驗 高超聲速飛行器的飛行范圍覆蓋了廣泛的區域，速度從零到軌道速度甚至更高，高度從海平面到大氣層上部，再到近地軌道、空間、星際等。按照飛行任務可將高超聲速飛行分為三類： 再入（進入）系統類，如大氣層外飛行器、軌道飛行器、星際探測飛行器、空間運輸系統等，其特征為從大氣層外返回再入大氣層內，或者進入其他星球的大氣層；上升系統類，如單級入軌（singlestagetoorbit）、兩級入軌（twostagetoorbit）的先進軌道運輸系統、以高超聲速飛出大氣層的空天飛機，其中一些快速進入空間的飛行器既包含上升系統，又包含再入系統、下降系統和著陸系統；巡航系統類，如全球快速到達、快速打擊類飛行器，這類飛行器基本在大氣層內飛行，巡航馬赫數一般為4～12［5］。 從飛行器的發展歷史看，飛行器發展的每一次大突破都和空氣動力學的發展緊密聯系。19世紀末伴隨滑翔機的出現，有關空氣動力學的理論開始建立。從20世紀初有動力載人飛行以來，實驗空氣動力學在飛行器設計及空氣動力學理論發展中始終發揮著重要作用。萊特兄弟在完成自由滑翔飛行后建造了自己的風洞，進行了廣泛的實驗，為成功飛行提供了精確的數據，然后建造了自己的飛機并在1903年進行了歷史性的飛行［2］。隨著飛行器從*初的低速、亞聲速飛行，到超聲速、高超聲速飛行，以及跨大氣層飛行和各種高性能飛行器的發展，氣動研究的地面實驗設施和技術也不斷發展，世界各航空航天大國建成了大量用于飛行器氣動實驗的各類風洞和氣動實驗設施，并在航空航天飛行器的每個發展階段都發揮著重要作用。 在當前和可預見的未來，高超聲速仍將是軍用和民用進入太空、探索太空及利用空間的重要技術研究領域，高超聲速飛行的實際應用將進入一個更加廣闊的開拓時代，高超聲速空氣動力學無疑要應對這個令人興奮的挑戰［6，7］。 1.1高超聲速流動的典型特點及對飛行器的影響 隨著飛行馬赫數的增大，一些在低馬赫數不顯著的物理現象逐漸變成飛行器設計的關鍵問題。在高超聲速飛行中，極高的飛行速度將在飛行器的頭部形成很強的弓形激波，飛行器周圍的空氣被這道強激波加熱至幾千甚至上萬攝氏度的高溫，導致空氣分子的振動激發、離解、化合甚至電離，使得普通空氣變成一種不斷進行熱化學反應的復雜介質。這些微觀物理化學現象通過熱力學過程對飛行器的氣動力、氣動熱及其周圍流場的氣動物理特性產生重大影響（圖1.4），使得由經典氣體動力學理論預測的高超聲速流動帶有很大的偏差，給航天技術的發展帶來具有挑戰性的研究課題［1，8，9］。 圖1.4高超聲速流動的物理特征 通常把馬赫數大于5的流動稱為高超聲速流動，這個定義只是一個經驗性規則，高超聲速的流動特性并沒有從超聲速到高超聲速在某一個速度出現跳躍性變化，當一個流動從Ma＝4.99變到Ma＝5.0時，不能認為流動從超聲速馬上就變成高超聲速了。在有些情況下，一個或幾個物理現象在Ma>3時就已經變得重要，而在另外一些情況下，直到Ma＝7或更高時才可能變得重要。飛行器越細長，發生明顯高超聲速效應的馬赫數就越高。所以了解高超聲速流動，*先就需要了解伴隨高超聲速流動所發生的一些特殊現象，高超聲速流動引起的氣動問題及其對飛行器的影響主要表現在以下幾方面［1，2］。 1. 高溫流動和高溫氣體效應 高超聲速飛行器在再入地球大氣層的過程中，由于激波壓縮和表面黏性摩擦，飛行器巨大動能的一部分轉變為空氣熱能，飛行器頭部及其附近的空氣溫度可達數千甚至上萬攝氏度。通常空氣溫度在1000K以下時，仍可視為量熱完全氣體，此時氣體分子內能幾乎全部分布于平動和轉動自由度，其比熱比為常數，求解空氣動力學參數可以用理想氣體關系式。在一個大氣壓下，當空氣溫度達1500K以上時，空氣分子振動自由度顯著地被激發；當溫度升高到2000K時，氧分子開始離解為氧原子，離解的氧原子又和空氣中其他成分發生化學反應，如生成一氧化氮等；當溫度為4000K左右時，氧分子完全離解，氮分子也開始離解，當溫度為9000K時氮分子全部離解；當溫度為9000K以上時出現電離，氣體變成部分電離的等離子體。圖1.5為氧和氮振動、離解、電離發生的邊界。由于上述這些現象產生的過程均需要一定時間，在流動過程中，可能達不到熱力學和化學平衡，出現非平衡狀態，這一現象稱為高溫氣體效應。高溫和常溫空氣的組分不同，高溫空氣的組分發生了顯著的變化，同時產生振動自由度激發、離解和電離。這些過程均需要吸收大量的熱量，空氣溫度每升高1℃所需要的熱量也大大增加，導致空氣比定壓熱容增加，比熱比下降。溫度升高，空氣的輸運系數，如黏性系數、熱傳導系數、擴散系數等也將發生很大變化。在高溫情況下，氣體不再具有理想氣體的性質，也不再服從理想氣體關系式，因而計算氣動力和氣動熱參數不能利用理想氣體關系式，必須按真實氣體情況進行計算。 圖1.5氧和氮振動、離解、電離發生的邊界 高溫氣體效應對高超聲速飛行器的升力、阻力和力矩系數產生重要影響。例如，美國的航天飛機（STS1）飛行時，出現氣動力異常現象，由于高溫氣體效應，實際機身襟翼偏轉角是預定偏轉角的2倍。 高溫氣體對飛行器表面加熱，除了通常的對流加熱，還有熱輻射加熱。例如，美國的阿波羅月球飛船，以馬赫數36的速度再入地球大氣層時，輻射加熱量超過總加熱量的30%。高溫離解氣體的原子在飛行器表面復合時，要釋放出離解能，這部分能量同樣給飛行器表面加熱。如果飛行器表面為催化表面，原子更容易復合，釋放出的離解能多，也會使表面加熱率增大。 2. 氣動熱傳遞與高溫防熱 高超聲速再入飛行器周圍氣體溫度很高，會對飛行器產生很強的氣動加熱。例如，彈道導彈頭部駐點區，由于高溫高壓，熱流密度可達50MW/m2以上。在這樣高的溫度和熱流下，現在世界上所有可使用的材料都會被熔化。為保證飛行器結構、儀器和人員的安全，必須在飛行器外表面設置熱防護系統，以保持飛行器內部溫度在一定范圍以內。 熱防護系統是高超聲速飛行器關鍵部件，其防熱性能好壞直接影響飛行器飛行和戰略性能。因此，確定熱防護系統的防熱性能和防熱結構是高超聲速飛行器設計的關鍵技術。 3. 薄激波層 激波層是指激波與物面之間的流場。根據斜激波理論，在氣流偏轉角給定的情況下，激波后的氣流密度增量隨來流馬赫數的增加而迅速增大，波后氣流密度越高，相同的質量流所需面積越小。這意味著在高超聲速流動中馬赫數越高，激波與物面之間的距離越小，即激波層越薄，這是高超聲速繞流的基本特征之一。 在低雷諾數下，邊界層沿物面快速增長，直至整個激波層都變為黏性流動，導致流動物理特性的復雜性，這就是“黏性激波層”。 4. 黏性干擾 高超聲速氣體流動的巨大動能在邊界層中轉換成內能，使得高超聲速邊界層內的溫度很高。溫度增高使黏性系數增加，密度減小，由質量守恒定律可知，此時邊界層的厚度增加。邊界層增厚改變了物體的有效外形，將對邊界層外部流動施加較大的影響和改變，這一改變又反過來影響邊界層的增長。這種黏性干擾對物面的壓力分布、飛行器的氣動力和穩定性造成重要影響，同時還使物面摩擦力和熱流增大。 當邊界層不斷增厚，使得邊界層和激波層完全融合時，黏性效應充滿了整個激波層，就不能再用邊界層的概念。
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