在3.2.2节中介绍低速风洞时，我们首次介绍了风洞扩压器（扩压段）的作用。在那里，扩压器是试验段下游的一段扩张管道，作用是将试验段的气体的高速度降低至扩压器出口的很低速度。一般来说，我们可以将扩压器定义如下：扩压器是将入流速度在其出口处降低的任意管道(ingeneral,wecandefineadiffuserasanyductdesignedtoslowanincominggasflowtolowervelocityattheexitofthediffuser)。扩压器的入流速度可以是亚音速的，也可以是超音速的。然而，对于入流是亚音速的还是超音速的，扩压器的形状截然不同(However,theshapeofthediffuserisdrasticallydifferent,dependingonwhethertheincomingflowissubsonicorsupersonic).在讨论扩压器的形状之前，让我们来进一步研究7.5节中总压的概念。在半定性的意义上，流动气体的总压可被看作是气流做有用功能力的度量(Inasemi-qualitativesense,thetotalpressureofaflowinggasisameasureofthecapacityoftheflowtoperformusefulwork)。让我们考虑如下两个例子：Apressurevesselcontainingstagnantairat10atm.(一压力为10atm的贮存静止气体的压力罐。)2.AsupersonicflowatM=2.16andp=1atm(来流马赫数为M=2.16，静压为1atm的超音速流。)Incase1,=10atm,Incase2,现在，想象我们用气体驱动活塞汽缸中的活塞，其有用功是通过活塞被移动的距离来体现。空气由一大的进气管引入到汽缸里，就像汽车中的往复式内燃发动机那样。对于情况1，压力罐就可直接作为进气管；因此活塞上的压力为10atm，对应一定量的功W1。然而，在情况2中，超音速气流必须降低速度之后，我们才能将其输入到进气管用以驱动活塞。如果减速过程是在没有总压损失的情况下实现的，那么对于这种情况在进气管内的压力也是10atm.因此，情况2对应同样的有用功W1.因此，一个理想(ideal)的超音速扩压器，应当以等熵压缩过程使速度降低。如图9.15a所示，超音速流以马赫数进入扩压器，通过收缩段等熵地压缩到喉道处（M=1），面积为A*，然后进一步通过扩张管道在出口处以较低的亚音速马赫数流出。因为流动是等熵的，所以总压通过整个扩压器是不变的。然而，实际经验告诉我们，图9.15a所示的理想情况在现实中是不可能发生的，超音速流在减速过程中不产生激波是极其困难的。观察图9.15a，在扩压器的收缩段，超音速气流向气流本身偏转，因此气流自身受到压缩会产生斜激波，因此，等熵条件不再成立，通过激波有熵增产生。而且，在真实问题中，气体是有粘性的，在扩压器壁面附面层内也会产生熵增。由于这样的原因，理想的等熵扩压器永不可能建立；其内在本质是“永动机”原理，是不可能实现的。实际的超音速扩压器如图9.15b所示。这里，来流通过一系列反射斜激波减速，收缩段通常采用收缩直壁，然后再通过一等截面喉道。由于激波与附面层的相互干扰，反射波会逐渐变弱和耗散，有时在等截面喉道端口出现一弱的正激波。最后，等截面喉道下游的亚音速流动通过扩张管道继续减速。很明显，在出口处的熵s2>s1，因此，p0,2<p0,1。设计高效率扩压器的关键在于使通过扩压器的气流总压损失尽可能小。即将收缩段、扩张段、等截面喉道设计得使p0,2/p0,1越接近1越好。FIGURE.10.15Theideal(isentropic)diffuserandcomparedwiththeactualsituation理想扩压器与实际扩压器的比较需要注意的是，由于激波、附面层引起的熵增，真正的超音速扩压器的喉道面积大于理想扩压器的喉道面积，即At>A*。10.5SUPERSONICWINDTUNNEL(超音速风洞）想像我们希望在实验室进行一个超音速飞行器的模型试验，如一个圆锥，要求产生一个马赫数为2.5的均匀来流。这个目标怎样来实现呢？（1）采用下图方法：很明显，我们需要一个收缩-扩张管道，具有面积比Ae/A*=2.637（参见附录A）。而且，为保证在喷管出口得到马赫数为2.5的无激波超音速流，我们需要建立一个通过喷管的压力比p0/pe=17.09。如果按前面给出的方式让喷管出口的气流直接流入外界环境，即实验模型置于喷管出口下游，马赫数为2.5的气流作为“自由射流”通过模型，如图10.16所示。为保证自由射流没有膨胀波和激波，喷管出口压力pe必须等于反压pB，如图