本项目深入揭示了喷射器内超音速流动过程中的激波分布规律、凝结与蒸发两相流的热质传递机理，提出了喷射器激波的调控方法，获得了变工况下喷射器的性能特性，建立喷射器的优化设计方法。项目研究提升了跨临界CO2制冷与热泵系统的能效比，为超临界CO2为工质的冷热电联供系统提供优化方法和模型。本项目通过对跨临界喷射器机理的深入认识，设计了高性能喷射器部件，研发了跨临界CO2喷射-压缩热泵机组，在-20℃低环境温度工况下制热COP达到1.92（进出水温9/55℃）。该技术目前正在清华大学山西清洁能源研究院进行成果转化，在北方清洁供暖、原油降粘输运等领域应用前景广阔。本项目共发表SCI论文5篇，EI论文2篇，全部为第一标注。申请发明专利3项。培养研究生3名。项目负责人共参加国际会议8次、国内会议11次，其中做邀请报告7次。

喷射器是一种具有增压、真空、混合作用的重要装置。本项目以低温多效蒸馏系统中的蒸汽喷射器和CO2喷射/压缩制冷系统中的跨临界喷射器为研究对象，围绕喷射器内超音速流动过程中的激波分布规律、凝结与蒸发两相流的热质传递机理和喷射器激波调控机理这三个关键科学问题，利用纹影光学测量方法和数值模拟研究喷射器内超音速两相和超临界流体流动中激波分布规律，揭示超音速气动激波与相变过程的耦合影响机理；利用PIV及毛细管测量技术研究喷射器内的二维局部速度、压力分布规律，建立喷射器内的非平衡凝结和蒸发过程的数理模型；设计新型喷嘴构型和增加激波发生元件来调控喷射器内的激波系，研究适用于两相和跨临界喷射器的激波调控机制；最后研究变工况下喷射器的性能特性，建立喷射器的优化设计方法。本研究将为提升喷射器性能提供理论依据，对相关工业领域的增产和节能减排有重要意义。

利用气流通过激波时密度突变的特性，可借助光学仪器将激波形状显示出来或拍摄成像。飞行器在飞行中，激波的产生和它的形状，对飞行器空气动力有很大影响，一些国家对高速飞行的飞行器作了大量的试验和研究，以便采用合适外形，推迟激波产生或减小波阻。激波可使气体压强和温度突然升高，因此，在气体物理学中常利用激波来产生高温和高压，以研究气体在高温和高压下的性质。利用固体中的激波，可使固体压强达到几百万大气压（1大气压等于101325帕），用以研究固体在超高压下的状态。这对解决地球物理学、天体物理学和其他科学领域内的问题有重要意义。

激波就其形状来分有正激波、斜激波。在超声速来流中，尖头体头部通常形成附体激波，在钝头体前部常形成脱体激波。

图3 激波

激波正激波

正激波的波阵面与来流垂直。超音速气流经正激波后，速度突跃式地变为亚音速，经过激波的流速指向不变。弓形激波的中间一段可近似为正激波。此外，在超音速的管道流动中也可以出现正激波（图4）。

图4 正激波

激波斜激波

斜激波的波阵面与来流不垂直（图5）。弓形激波除中间一小段是正激波外,其余部分都是斜激波,与正激波相比，气流经过斜激波时变化较小，或者说斜激波比正激波为弱。此外，气流经过斜激波时指向必然突然折转。因而有两个角度，一个是波阵面与来流指向之间的夹角，或称激波斜角β,另一个是波后气流折离原指向的折转角δ。β角越大,激波越强。β角小到等于马赫角时，激波就减弱到变成微弱扰动波或马赫波了。

图5 斜激波

超音速飞机的翼剖面一般采用尖的前后缘,如图b，这时头部出现斜激波。斜激波后的压强升高量比正激波为小,机翼受到的波阻力小。后缘处也有激波,那是因为上下翼面流来的气流要在后缘处汇合，两方面来的气流都折转指向才能汇合成一个共同的指向，斜激波正是超音速气流折转指向的一种形式。

激波其他分类形式

激波依附于物体表面的称附体激波（图3b,c），不依附于物体表面的称离体激波（图3a），圆锥形物体在超音速运动中产生的附体激波又称锥形激波（图3c）。将一个尖楔置于超声速气流中，当楔面相对于气流的倾斜角小于上述最大值时，就会产生附着在楔尖上的斜激波。若楔角超过此最大值，则会产生立在物体前面的弓形激波，这种激波通常称为离体激波；半顶角小，飞行马赫数大，则产生附体激波。那种不依附于物体的激波称为离体激波。图3b 是附体激波。翼型的半顶角确定之后,飞行马赫数M1要大到一定的值之后才有附体激波存在。飞行马赫数未达此值以前只存在离体激波。而像图3a那样的钝头物体,则不论M1多大都只存在离体激波,只是随M1上升，离体激波至物体的距离有所缩小而已。离体激波中间很大一部分十分接近于正激波，波后压强升得很高，物体的波阻很大。这正是航天器重返大气层时所需要的。航天器在外层空间绕地球转动时速度很高，具有巨大的动能。重返大气层时要把速度降下来，使动能迅速变为热能并迅速耗散掉。离体激波比附体激波能消耗更多的动能，钝头又正好覆盖烧蚀层，任其烧蚀以耗散热能（见烧蚀防热）。

一个圆锥放在超音速气流里（迎角为零）,如M1足够大时便产生一个附体的圆锥形的激波面(图3c )。气流通过圆锥激波的变化与平面斜激波是一样的。所不同的是气流经过圆锥激波的突变之后还要继续改变指向，速度继续减小，最后才渐近地趋于与物面的斜角一致。也就是说，气流在激波上指向折转不够，所以当半顶角相同时，圆锥所产生的圆锥激波较之二维翼型的激波为弱。

在实际气体中，激波是有厚度的。在只考虑气体粘性和热传导作用的条件下，由理论计算可知，激波的厚度很小，与气体分子的平均自由程同数量级。对于标准状况下的空气，激波厚度约为10^-5毫米。在空气动力学中常把激波当作厚度为零的不连续面，称为强间断面。气体经过激波时，速度和温度都发生突跃变化，粘性和导热作用很大。在气体温度很高，激波很强的情况下，甚至气体的热力学平衡状态也会遭到破坏。这种破坏过程是不可逆过程，按热力学第二定律，气体的熵增加，同时有很大一部分机械能转化为热能，这就是所谓激波损失。在超声速流动中，一般总会产生激波。对于作超声速运动的飞行器，激波的出现会引起很大的阻力；对于超声速风洞（见风洞）、进气道和压气机等内流设备，在气流由超声速降为亚声速时出现的激波，会降低风洞和发动机的效率。所以，减弱激波强度以减小激波损失是实际工作中的一项重要课题。