卓越弹道电影观后感整理(9)

在理论上进行研究也有很大困难。一方面，在跨声速范围内，即使是薄翼和细长体，线性化理论不再适用，必须考虑非线性效应;另一方面，由于出现兼有亚声速与超声速区域的混合流动，必须发展混合型方程的理论，尤其是当来流速度超过某一临界值以后，会出现激波，所以，在流场中存在着未知的间断面，通过该间断面，物理量的变化是不连续的。20世纪三四十年代，在冯卡门领导下，有一批科学家聚集在美国加州理工学院的古根海姆航空实验室为攻克这个堡垒进行了大量艰苦的研究工作。其中，郭永怀在跨声速领域的理论研究方面作出了杰出贡献。
郭永怀对跨声速流动不连续解的研究不仅在数学上有创见，即采用了渐近分析方法来克服超几何级数收敛缓慢的困难，更重要的是，他与钱学森一起，在《可压缩流体二维无旋亚声速和超声速混合型流动和上临界马赫数》一文中提出了所谓“上临界马赫数”的概念，回答了机翼上何时会出现激波这个重要的理论问题。尽管人们当时凭直觉已经意识到激波的出现是气动特性改变的主要原因，但起初往往只注意下临界马赫数(即流场中第一次出现声速的飞行马赫数)这个参数。郭永怀的连续解说明，即使飞行速度超过了下临界马赫数，在理论上连续解依然可能存在，只有当飞行马赫数超过了上临界马赫数(即流场中第一次出现极限线的马赫数)时才会出现激波。这时等熵流动条件破环，流动出现分离与旋涡，流体的一部分机械能转变为热能。所有这些因素都会严重地改变流场与气动特性。

所以，真正有实际意义的是上临界马赫数，而不是下临界马赫数。这是一个重大的发现。郭永怀还进一步用稳定性理论解释实际临界马赫数会介于上下临界马赫数之间的原因，这也是对高性能气动外型的设计的先驱性工作。
郭永怀对激波与边界层相互作用的研究回答了激波是怎样影响翼剖面气动特性的这个重要问题。在这一时期，已有的简化模型只在速度型上逐步接近实际，但均未考虑粘性效应，所以至多给出定性结果。郭永怀用两种不同途径直接考虑了弱激波从平板边界层的反射，得到了平板上压力分布、流线曲率、分离点等物理量的变化规律，包括层流与湍流边界层的情况。他的结论同里普曼的实验结果十分一致。这对于机翼上出现激波后，气动特性的变化的分析研究具有深远的意义。