亚音速时：A?－ρ增量很小，A?－ρA?－v?（因质量守恒）； 超音速时：A?－ρ减量很大，A?－ρA?－v?（因质量守恒）； 5）例：拉瓦尔(Laval)喷管。
5. 激波
1）现象与定义：
由于弹上凸出物“鼓包”等扰动源激起的扰动波不断密集，导致气流受压
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而引起的气流参数（压强、密度、温度）的突变。这种变化的界面就是激波，它是一种受到强烈压缩的很薄的空气层，其厚度只有10－3~10－4mm。因此可以不考虑这个面的厚度，将它看成一突跃面。
气流穿过激波时受到突然的压缩，波后的压强、密度及温度都升高，而速度和马赫数下降。 2）激波的形式：
正激波（脱体激波）：波面与飞行速度相垂直，钝头导弹会产生正激波； 斜激波：波面相对于飞行速度方向倾斜一定角度，尖头导弹多产生斜激波。 3）激波后参数的变化：
气流通过激波，以波面为界，波前波后的状态参数将发生突变。
正激波：波后马赫数总是小于1，即波前是超声速流动，波后总是亚声速流动；
斜激波：波后马赫数虽然降低了，但并不总是小于1，即斜激波后的流动可以有超声速流动情况。
无论何种激波，波后压强总是变大的。例如，当Ma?2时，波后压强和波前压强之比，在正激波时为4.5，在斜激波时小于3。由于激波的这种特性，使得飞行中的阻力大大增加。
以1表示波前气流的状态参数，以2表示波后气流的状态参数，则正激波前后的马赫数可用下式计算：
2M12?2k?1 M2?2kM12?1k?1式中k为比热比。波前波后压强之比可用下式计算：
p21?kM12 ?2p11?kM2激波后的温度也是上升的，正激波前后的温度服从下列关系：
k?121?M1T22 ?T11?k?1M222 6
4）气流特点：
? 超音速气流遇到凸出物时才产生激波； ? 气流流过激波后压力增大，流速减小。 5）决定激波强弱的因素：
? 导弹飞行马赫数，马赫数越大，激波越强；
? 波面角度，正激波最强，斜激波的倾斜程度越大，则激波越弱。 6）临界马赫数Maif
对于亚音速导弹，由于弹上凸出物“鼓包”等影响，局部地方气流的速度升高而达到或者超过音速，并由此而产生局部激波。导弹局部表面出现超音速气流时导弹所具有的飞行马赫数Ma称为临界马赫数Maif。如果导弹的飞行马赫数大于临界马赫数，就必然出现激波。 6. 膨胀波
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1）现象与定义：
当超音速气流绕经凸角时，就相当于流动截面逐渐扩大的情况，于是气流会发生膨胀，在气流转折点将形成一个扇形的膨胀区域，形成膨胀波。 2）气流特点：
膨胀波后气流流速增大，压强减小。 7. 例 菱形翼形分析 高压区：弹翼前半部； 低压区：弹翼后半部； 压差阻力：波阻。 8. 附面层 1）现象与定义：
2）概念
层流附面层； 紊流附面层； 转捩点；
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雷诺数：Re??vL ??vL ? 临界雷诺数：Reif? 这里?为粘性系数，?为气流的密度，v为速度及物体的特征长度L。 直管中的水Reif=2300，空气沿平板流动Reif?105。转捩点位置xT?9. 气动加热
1）现象：大气温度升高 ? 导弹表面温度升高 ? 热平衡 这种现象就是气动加热。 2）热平衡时导弹表面温度
2 Ts?T?(1 )?0.?2MaReif??v。
Ts――导弹表面热平衡时的绝对温度；
T?――附面层边缘处气流的绝对温度； Ma――导弹飞行马赫数；
?――温度恢复系数，层流附面层时取0.845，紊流附面层时取0.88。 近似为
Ts?T?(1?20M.a2
) 此时Ts就是滞止温度或总温T0 。
3）例
某导弹飞行高度5km，T?＝216.5K。
Ma＝2时，Ts?216.5?(1?0.2?22)?390K； 而Ma＝5时，Ts?216.5?(1?0.2?52)?1229K。 也就是说，导弹表面的温度可达10260C。
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