要解说超音速喷口，要从后燃室说起。飞机飞行时，喷口的速度通常会比飞行速度高很多。如果要超音速飞行，喷口速度要好几马赫才行。如此高的喷口速度必须在喷口前要有很高的能量（压力）。这里的压力指全压：需要有很高的静压或/和动压（动能）。这么大的能量从哪里来？当然是后燃室（Afterburner）。除了四代机的发动机不需后燃就可以有很高的喷口速度，所有飞机要超音速就必须开后燃加力。四代机的喷口能量来自于高效涡扇，即发动机本身就有足够的输出带动高功率风扇。战机的涡扇不同于民用的，通常由好几级风扇组成（这样叫压缩机比较适合），而且涵道比很小（0.3 - 0.7左右）。小涵道比的目的是要在超音速时保持低阻力，这样即兼顾亚音速和超音速的性能。

好了，话说回来，三代或以下的飞机要超音速必须要后燃加力。后燃室基本就是一个空心圆筒。在靠近涡轮出口的一端有一组燃油喷口（Main fuel manifold）。从涡轮出来的空气温度已经比之前低很多，燃油喷口将油料顺着空气流动的方向注入，靠涡流把燃油化成小点方便蒸发燃烧。应为从涡轮出来的燃气还含有许多氧，燃油和氧混合后燃烧。但是因为后燃室速度快，燃烧的速度跟不上，所以需要那些叫Flame Stabilizers的圈圈，原理就是把局部的速度减慢。燃烧都在这些圈圈后面完成。注意后燃室基本也是两层皮，较冷的空气从两层皮当中经过小孔流入燃烧室形成气膜保护后燃室的金属皮。

绿色的部分是内喷口，由液压控制可伸长。没有显示出来的还有外喷口，可以控制喷口大小。当空气在后燃室再次加热后，膨胀，加速，再膨胀。。。然后从喷口冲出去推动飞机。

喷口之前通常会有一个喉部，面积比喷口小。当高温高压的空气同过喉部是，最大速度可达1马赫，但是当喷口扩张，速度会增加（注意是速度，不一定代表马赫数），温度会降低，空气比重也会降低。马赫数的增加幅度随着温度的改变而定。战机的喷口都是可调节的，随着大气温度、比重、气压、飞机速度等而改变喷口和喉部的面积比。如果要一个更明显喷口和喉部面积比的例子，可看看航天火箭的喷口，颈部小，喷口大。这样可以让喷口气体的速度增加到几马赫甚至十几马赫。

当速度超过音速时，一个很普遍的现象就是激波（shock）。当超音速空气碰到条件改变（比如离开喷口）或不稳定的因素时，就会形成激波。激波的定义就是空气的介质特性（如压力、温度、和速度）在前后发生了一个阶梯函数般的突然变化。激波形成的条件和模式有好多种，在这里没办法详细描述。激波总体可分为两种：正震波和斜震波。正震波通常会在低超音速时出现，震波与气流方向呈直角。斜震波会在较高的马赫数时出现，与气流成斜角。比如战机的入气口超音速飞行时会形成一序列的斜震波，然后在气道内后边来个正震波。高速战机的入气口（典型的有F15和Su27）都是斜角的，目的为了在高超音速时拉个斜震波，然后靠震波反射形成一串震波压缩空气。低速格斗战机（典型例子F16）入气口是平的，而且气道里光溜溜的，因为低超音速只要拉个正震波就可以供发动机入口所需的条件。

再说回超音速喷口。当喷口的通道结束时，面积忽然增加，所以超音速的气体就要忽然减速（比重也忽然增加），激波就从这里开始了。这震波就会以一个角度往内延伸形成一个圆锥形，当震波碰在一起时又会完外反弹。应为流动的空气的静压比大气压低，所以当这震波碰到“尾焰”的“外围”是又再往内反弹，这样反复了几次直到空气没有足够的能量形成激波为止。这就是前些时候一位网友看到发动机尾焰里的斑纹。因为这样这些斑纹叫着马赫环。

这里小弟做了一个简单的3D喷口流体运算让大家了解一下。因为计算机速度和内存都不够，没法运算更快的喷口速度，所以只能有两个马赫环。

计算软件：CFX流体计算软件

电脑：两颗AMD双核Opteron 1.8GHz，内存8Gb。

操作软件：Windows XP x64

这里我把计算空间分成16分之一，中心对称，以提高计算速度。下图显示在切面上代表压力的七彩。喷口面积比1.1。

同一张图不同角度、放大。

喷口处压力最高（红色），经过一个震波后压力下降，马赫数增加（参考下一张，红色）。一条斜震波后马赫数下降（黄/绿），压力增加。再一条斜震波后压力再增加。这样反弹了几次，形成两个马赫环。

马赫数

震波示意图。

温度

速度

比重

看到马赫环了吗？

换个角度