壅塞

管道中某一截面处的流速达到声速时所发生的一种流动现象，其表现为：不论管道出口外压强如何降低，声速截面前的流速、压强等都不再发生变化，相应地流量也保持不变。壅塞有许多种，常见的有超声速风洞(见风洞)起动壅塞、飞机进气道壅塞、摩擦管壅塞和加热管壅塞等。

超声速风洞的壅塞  这种壅塞常发生在风洞第二喉道截面不够大的情况下。图1为超声速风洞出现壅塞示意图。超声速风洞左端为一拉瓦尔管喉道，中部为实验段，右端为第二喉道。风洞起动时入口和出口的压强比逐渐增大，洞中流速随之增大，当拉瓦尔管喉道截面处的流速达到声速时，它的下游出现一段超声速流动区和起动激波(图1a)。

随着压强比增大，起动激波往下游移动。对于正常的起动过程，当压强比达到某一值时，起动激波通过实验段，就完成了起动过程。若第二喉道截面不够大，在起动激波还未通过实验段时第二喉道截面处流速就达到了声速(图lb)，这时，无论压强比如何增大，起动激波也不能再往下游移动，实验段气流不能达到超声速，便出现起动壅塞的现象。如果实验模型太大，它与壁面之间的通道太小，其作用类似第二喉道，也会造成壅塞。为了避免壅塞，第二喉道横截面积应足够大。

飞机进气道中的壅塞  在进气道远前方气流马赫数＜1时，进气道前方气流速度增大，进口内喉道处的流速增大，流量增加；当喉道处马赫数=1时，进气道前方气流速度再增大，流量也不再增加，只是在喉道后出现超声速流和激波(图2a)。在远前方气流马赫数＞1时，超声速气流在进口前不受任何扰动，直接流入进气道(图2b)。在喉道面积足够大，进入的全部气体都能通过时，进气道不壅塞。若喉道面积太小，能够通过的流量小于直接进入的流量，喉道壅塞，喉道前气体堆积，压强升高，在进口前形成一道离体激波，一部分多余气流溢出口外，喉道后出现超声速区和激波(图2c)。壅塞使飞机所受阻力大为增加，发动机的推力显著减小。

图2c

上述壅塞都与喉道的存在有关，称为几何壅塞。在等截面的管道中，摩擦作用和加热作用，也会使下游截面可能通过的最大流量减小，当某个截面处达到量大流量时就会发生壅塞，这分别称为摩擦壅塞和加热壅塞。实际管道中的壅塞往往是几何、摩擦和加热共同作用的结果。