MHD2 开始
...在超音速喷管的扩张段（例如二维喷管）中，气体被加速：
上图显示了火箭发动机喷管扩张段中的马赫波。这些波似乎在壁面处发生反射。这与壁面流动的一个相容性条件有关：两条马赫波（或特征线）的内角平分线代表了流动方向，该方向必须与壁面相切。
...在喉部，声速被达到。在上游，气体处于亚音速状态。气体在扩张段中被加速，压力降低。火箭发动机的效率越高，其喷气速度就越高。但也有代价：气体必须以等于工作高度环境压力的出口压力排出。这被称为“喷管匹配”。如果扩张段过于陡峭，气体将以低于环境压力（大气压）的压力排出，从而产生压缩激波。马赫波也被称为流动的“特征线”。在具有轴对称性的火箭发动机中，这些马赫波呈圆锥形。这意味着，如果在喷管任意一点放置一个大小如沙粒的固定障碍物，它将产生一个圆锥形的马赫波。
...此时速度矢量对应于圆锥的半顶角。马赫数越高，马赫锥就越尖锐。
...飞机的喷气发动机配备有可变截面喷管，随着飞行高度增加、环境压力降低，扩张段逐渐打开。
...喷气发动机喷管的扩张段装有“叶片”，这些叶片通过液压作动器随压力降低而逐渐张开，这一过程由气压计直接测量控制。由于喷气速度更高，这类发动机在高空具有更高的效率。
...但让我们回到我们的水道。当弯道呈现如下情况时：
...左侧的收敛段不过度。特征线（马赫波）趋于收敛，但不会相互交叉（否则会出现在流动区域之外）。此时局部马赫数减小，速度降低，水位升高（相当于气体中的压力）。
...右侧弯道过于陡峭。马赫波趋于交叉，出现“水跃”现象，类似于气体中的激波。流动出现不连续性。在激波下游，速度在穿越水跃时突然下降。
...船头本身也是一个“收敛段”。如果船只以低速航行，低于表面波的传播速度（即“亚音速”状态），则马赫波并不存在。相应地，水面高度保持恒定。
...当速度更高（V > a）时，借助计算机，可以在二维流动中计算出理论马赫波的几何形状。我们发现它们会相互交叉，趋于聚焦：
...上图是在1979年，通过计算机求解流体力学方程（纳维-斯托克斯方程），计算出的超音速气流中穿过透镜形机翼剖面的理论马赫波。我们发现马赫波趋于聚焦。图中仅显示了一族波。这些聚焦点即为激波的“诞生地”。事实上，马赫波是压缩波。因此，上述流动在物理上并不真实。我们注意到机翼两侧存在两个膨胀波扇。因此将出现两个激波系统：
...在激波下游，气体被“冲击”、重新压缩，速度下降。这一过程发生在极薄的区域内：仅几百分之一毫米。
...在前激波下游，气体在经历突然减速后，沿“膨胀波扇”持续再加速。甚至被“超加速”，以至于在机翼后缘必须形成第二道激波（称为尾激波），以在下游恢复环境压力，这正是我在漫画《沉默之墙》（见“CD-Lanturlu”）中所描述的原理：
请保持气体在进入时的状态不变。
...当迎角为棱角形时，速度矢量的方向也会发生突变（现象与后缘为棱角形时类似）。
...让我们看看在水力类比中会得到什么结果。
...我们看到，船体两侧水流的超加速，使得原本静止于水面以下的船体部分显现出来。
...这些波系（在气流或自由表面液流中）改变了剖面或船体周围的压强分布，从而产生一种附加的“波阻”，叠加在摩擦阻力之上。当进行超音速巡航（如协和飞机飞行）时，波阻变得极为显著，远超摩擦阻力。因此，超音速飞行极为耗能，飞机必须配备强大发动机。同样，这类飞行只能在高空进行，否则波阻将变得不可接受。喷气式飞机在贴近地面飞行时，通常难以超过马赫1.2。
那么能量去了哪里？它以两种方式耗散。超音速飞行器产生强烈的“音爆”，将能量向远处传播，如同爆炸产生的激波将能量扩散至远处。激波还会导致空气加热，但以声波形式耗散的能量占主导。
...我们这里介绍的是“附着波”系统。如果飞行器前部呈钝头（如航天飞机的鼻锥或机翼、尾翼的前缘），激波会在物体一定距离处形成。由于流动在“驻点”速度为零，因此激波下游流动变为亚音速，随后再加速。
...激波下游的气体重新压缩伴随着加热。在驻点处的温度随马赫数的平方迅速上升。因此，超音速飞机的前部（鼻锥、前缘）承受着巨大的热负荷。尽管这会增加阻力，但在极高马赫数（即高超音速）条件下，必须将鼻锥或前缘设计得非常钝，以分散热量。请记住像X-15这样的实验飞行器那非常钝的头部。
...对于再入飞行体而言，这反而是有利的，因为正是需要减速。俄罗斯的再入舱仅为球形。美国的再入舱则配备有显著的“热防护盾”，通过材料部分烧蚀来耗散热量（这些舱体并非设计为多次使用，若重复使用，每次再入后都需更换）。
...我们在1975年提出了一个关于可能的超音速发展的设想……