管道中某一截面處的流速達到聲速時所發生的一種流動現象，其表現為：不論管道出口外壓強如何降低，聲速截面前的流速、壓強等都不再發生變化，相應地流量也保持不變。
基本介紹
- 中文名：壅塞
- 外文名：choking
管道中某一截面處的流速達到聲速時所發生的一種流動現象，其表現為：不論管道出口外壓強如何降低，聲速截面前的流速、壓強等都不再發生變化，相應地流量也保持不變。壅塞有許多種，常見的有超聲速風洞（見風洞）起動壅塞、飛機進氣道壅塞、摩擦管壅塞和加熱管壅塞等。
超聲速風洞的壅塞 這種壅塞常發生在風洞第二喉道截面不夠大的情況下。圖1為超聲速風洞出現壅塞示意圖。超聲速風洞左端為-拉瓦爾管喉道，中部為實驗段，右端為第二喉道。風洞起動時入口和出口的壓強比逐漸增大，洞中流速隨之增大，當拉瓦爾管喉道截面處的流速達到聲速時，它的下游出現一段超聲速流動區和起動激波（圖1a）。隨著壓強比增大，起動激波往下游移動。對於正常的起動過程，當壓強比達到某一值時，起動激波通過實驗段，就完成了起動過程。若第二喉道截面不夠大，在起動激波還未通過實驗段時第二喉道截面處流速就達到了聲速（圖1b），這時，無論壓強比如何增大，起動激波也不能再往下游移動，實驗段氣流不能達到超聲速，便出現起動壅塞的現象。如果實驗模型太大，它與壁面之間的通道太小，其作用類似第二喉道，也會造成壅塞。為了避免壅塞，第二喉道橫截面積應足夠大。
飛機進氣道中的壅塞 在進氣道遠前方氣流馬赫數Ma00<1時，進氣道前方氣流速度增大，進口內喉道處的流速增大，流量增加；當喉道處馬赫數Ma0=1時，進氣道前方氣流速度再增大，流量也不再增加，只是在喉道後出現超聲速流和激波（圖2a）。在遠前方氣流馬赫數Ma00>1時，超聲速氣流在進口前不受任何擾動，直接流入進氣道（圖2b）。在喉道面積足夠大，進入的全部氣體都能通過時，進氣道不壅塞。若喉道面積太小，能夠通過的流量小於直接進入的流量，喉道壅塞，喉道前氣體堆積，壓強升高，在進口前形成一道離體激波，一部分多餘氣流溢出口外，喉道後出現超聲速區和激波（圖2c）。壅塞使飛機所受阻力大為增加，發動機的推力顯著減小。
上述壅塞都與喉道的存在有關，稱為幾何壅塞。在等截面的管道中，摩擦作用和加熱作用，也會使下游截面可能通過的最大流量減小，當某個截面處達到最大流量時就會發生壅塞，這分別稱為摩擦壅塞和加熱壅塞。實際管道中的壅塞往往是幾何、摩擦和加熱共同作用的結果。
