首页>中文会议>其他>第一届全国高超声速科技学术会议

第一届全国高超声速科技学术会议

召开年：2008
召开地：丽江
出版时间： 2008-12-28

主办单位：中国力学学会

会议文集：第一届全国高超声速科技学术会议论文集

会议论文

热门论文

全部论文

全选（0）

1.二元高超声速进气道优化设计方法研究
- 岳连捷;张晓嘉;陈立红;张新宇
- 《第一届全国高超声速科技学术会议》 | 2008年
摘要：本文针对进气道优化设计中总压恢复、阻力特性这一矛盾，发展了以发动机净推力为考核目标的优化设计方法，基于一维流路分析建立了燃烧室、喷管的分析模型，与二元进气道流动性能估算方法相耦合，形成了超燃冲压发动机推力性能的快速计算方法。以H＝25000m，Ma=6为设计点，分别采用总压恢复和净推力为目标函数进行了一系列二元进气道优化，比较了不同的目标函数和约束条件对优化结果的影响。研究发现考虑发动机净推力性能最优时，由于要平衡唇罩阻力，进气道总压恢复并不是最优的。
2.无燃料喷射超燃发动机冷态流场三维数值模拟
- 张竹鹤;徐胜利
- 《第一届全国高超声速科技学术会议》 | 2008年
摘要：本文对超燃发动机冷态流场进行了三维数值模拟。基于分块和MPI模型，求解了任意坐标系下的全N-S方程，其中，对流项显、隐式采用二阶TVD和一阶迎风格式，采用LU分解求解得到的矩阵，粘性项采用显式中心差分。采用GRIDGEN生成子块网格，相邻子块边界和网格信息均包含在网格信息中。计算得到了无燃料喷射发动机全流场压力、温度和速度等参数分布。结果表明：发动机结构设计基本合理，双劈进气道激波覆盖了外罩唇口并反射，与隔离段边界层作用后产生分离区，后掠侧板压缩和下壁面边界层分离产生的剪切层使进入燃烧室气流是不均匀的。剪切层和凹槽后缘作用产生三维斜激波较弱，凹槽存在逆流但无大尺度回流区，第二燃烧段和尾喷管无明显波系结构，外罩边界层无明显分离，尾喷管出口气流较均匀。
3.面向高超声速飞行器应用的高端数字样机系统
- 郑耀;解利军;邹建锋;陈建军;陈伟芳
- 《第一届全国高超声速科技学术会议》 | 2008年
摘要：本文介绍了面向高超声速飞行器应用的高端数字样机系统HEDP的架构及其主要支撑技术。HEDP使用模块化设计和黑板架构，模块可以动态插入，即插即用，协同解决特定问题。系统使用的前沿支撑技术包括CAD数据转换和修复、并行几何网格生成、并行与分布式计算以及高端可视化技术。本文概述了HEDP系统中这些技术的实现，并给出了应用HEDP进行超燃冲压发动机仿真设计和飞行器空气动力学模拟的实例。
4.方形管耦合传热及管道热应力分布数值模拟
- 张健;黄晨光
- 《第一届全国高超声速科技学术会议》 | 2008年
摘要：以主动冷却发动机壁板为对象，考虑外部受均匀热流载荷作用下方形管在流体冷却过程中的共轭传热问题，建立了防热涂层、固体管道和冷却液的三维耦合分析模型。利用数值离散方法进行了瞬态热流固耦合分析，得到了固体结构和流场的瞬态温度场、界面热流及结构应力分布规律。结果表明：油冷情况下稳态温度值高于水冷情况；在流固界面处温度沿流向逐渐上升；在结构边角处出现较大的应力集中。
5.双路喷注超临界态煤油的超燃特性研究
- 范学军;仲峰泉;王晶;俞刚;李建国
- 《第一届全国高超声速科技学术会议》 | 2008年
摘要：本文针对单路燃料喷注在当量比较高时容易引起边界层分离，从而导致燃烧静压向上游迅速传播这一问题，分别采用马赫数2.5与3.0超声速模型燃烧室，开展了一系列超临界态煤油喷注的超声速燃烧特性研究，并针对不同的燃料流量、喷油位置、燃烧室入口马赫数等条件，详细比较了单路与双路喷油的超声速燃烧性能，并获得了相应的燃烧室性能优化方法。
6.用于发动机热防护材料烧蚀实验的小型等离子体风洞
- 黄河激;潘文霞;付志强;吴承康
- 《第一届全国高超声速科技学术会议》 | 2008年
摘要：对150kW小型直流电弧等离子体风洞进行了调试，在400Pa-50kPa范围内获得了气体组分可调的稳定等离子体射流。研究了等离子体发生条件对射流特性的影响，获得了总温高于2500K的超声速射流。风洞单次运行时间可大于30分钟。对高温合金样品、被覆热障涂层样品及普通不锈钢样品进行了初步驻点烧蚀实验，对比了烧蚀前后材料的显微形貌以及硬度变化。
7.一种机体/发动机一体化构型概念方案
- 崔凯;杨国伟
- 《第一届全国高超声速科技学术会议》 | 2008年
摘要：本基于一体化的设计思想，着重关心机体/发动机间的耦合关系，提出一种概念构型方案。该方案采用二维密切流场乘波体的设计思路，机体下壁面采用流面设计，可与发动机进气道合理匹配，前体翼部分采用密切流场法进行设计，可在兼顾升阻比和减阻需求的同时，对前体下部的高压气流进行封闭，保证发动机的捕获量，机翼部分采用升力面设计，可提高飞行器的升阻比，机体上壁面向上凸起，可有效改善容积率需求，尾喷部分以最大推力作为目标进行了优化型线设计。通过对构型进行初步的数值计算评估表明，该构型具有较好的气动性能，同时可与发动机合理匹配。此外，全机采用参数化设计，为进一步的优化设计奠定了坚实基础。
8.侧压式进气道攻角动态变化对其起动特性影响的风洞试验研究
- 郭斌;张堃元
- 《第一届全国高超声速科技学术会议》 | 2008年
摘要：为了探寻不同频率下攻角动态变化对进气道起动性能的影响，进行了攻角以不同频率调节的侧压式进气道M3.85的风洞试验。对一个设计Ma6起动Ma为2.5的侧压式进气道完成了攻角从0°→8.15°→0°，频率分别为0.8HZ，1.6HZ，3.2HZ和6HZ的数次吹风试验。试验结果表明：四种频率状态下进气道在一个振荡周期中都能经历一个起动——不起动——再起动的一个过程；随着频率的增加，在进入振荡的第一个周期内不起动攻角缓慢增大，而在之后的周期性变化中不起动攻角急剧减小。
9.吸热型碳氢燃料的理论设计与化学改性研究
- 刘国柱;张香文;王莅;米镇涛
- 《第一届全国高超声速科技学术会议》 | 2008年
摘要：吸热碳氢燃料及其应用研究已经成为高超声速推进系统研发中的重大关键技术之一。提出了基于燃料化学组成-性质的定量关系，确定了JP-7型吸热碳氢燃料的理论化学组成域，配制了不同组成的燃料样品，验证了理论设计的可靠性。系统研究了RP-3燃料中加入脱氧剂与裂解结焦抑制剂对结焦物生成的影响规律，结果表明，添加剂可以显著提高RP-3燃料的热安定性，为解决RP-3燃料热沉与结焦物生产的瓶颈问题提供了实验与理论基础。
10.宽高比对二元高超声速进气道性能的影响研究
- 刘凯礼;李博;雷雨冰;张堃元
- 《第一届全国高超声速科技学术会议》 | 2008年
摘要：对相同迎风面积、不同宽高比的二元高超声速进气道在设计马赫数6.0和非设计马赫数下的三维流场进行了数值模拟，研究了宽高比对进气道流场特征及性能参数的影响。结果表明：随着宽高比的增加，由于进气道长度和气流浸润面积的变化，内压段进口总压恢复系数、进气道流量系数和内部阻力系数逐渐降低；由于侧壁附近三维流动区域占整个流场的比例不同，当宽高比较小时，侧壁附近三维流动效应对进气道性能影响显著，进气道的总压恢复系数相对降低、增压比升高、温升比升高、出口马赫数降低，小宽高比进气道的低马赫数起动性能趋于恶化；设计马赫数下，宽高比的增加使二元高超声速进气道的反压承受能力降低。
11.污染组分对氢燃料发动机燃烧动力学影响的初步研究
- 刘伟雄;贺伟;李宏斌;乐嘉陵
- 《第一届全国高超声速科技学术会议》 | 2008年
摘要：本文选择氢气及氢气－乙烯混合气体两种燃料在风洞加热器中加热空气来开展氢气燃烧的研究实验。实验发现，两种工作气体获得的发动机稳定工作燃烧室压力水平基本一致，推力收益基本相同，但是,不同加热方式导致壁面压力达到平衡值所需时间明显不同，用氢气加热时燃烧达到平衡所需时间较短,而采用氢气-乙烯混合气加热时，燃烧室达到平衡所需时间较长，表现点火延迟时间较长。本文从链传递机理的动力学对这种点火延迟时间的差别进行了讨论，初步从链传递步骤的连续性和含C自由基活性两个方面阐明了两种加热方式对点火延迟特性的影响。
12.类等熵压缩短二元高超进气道研究
- 潘瑾;堃张元
- 《第一届全国高超声速科技学术会议》 | 2008年
摘要：以设计马赫数5.3，总压缩角200完全等熵压缩二元进气道为基准，采用Fluent软件，数值模拟得到了沿流线截短度数分别为4°，6°，8°类等熵压缩二元进气道设计点性能。对6°截短不加斜楔的类等熵压缩二元进气道和加楔的常规等熵压缩二元进气道与常规三楔压缩二元进气道进行了设计点和非设计点性能比较，最后对6°截短类等熵压缩二元进气道和常规等熵压缩二元进气道起动性能进行了数值模拟。结果表明：在类等熵压缩二元进气道中，截短度数为6°的性能较好。截短6°类等熵压缩短二元进气道设计点性能,非设计点性能均优于基准等熵压缩进气道，其压缩面长度可以缩短35%。
13.稀薄气体效应对高超声速驻点热流的影响
- 樊菁;蒋建政;吴晨曦
- 《第一届全国高超声速科技学术会议》 | 2008年
摘要：在自由分子流和连续介质的高超声速驻点热流经典解的基础上，通过无量纲分析给出了适用于整个流动领域的高超声速驻点热流公式即q/qFM=1-1/(1+2.13√Kn∞/∧)，其中qFM=ρ∞v3∞/2，Kn∞为来流Knudsen数，轴对称情况A=1，二维情况∧=√2。上述关系与Rose和Stark、Koppenwallner、Metcalf等轴对称、圆柱和球柱的高超声速稀薄气体实验数据相符。对比DSMC方法计算得到的高超声速非平衡稀薄气体圆柱和圆球绕流驻点热流(樊菁和沈青 1994，Dogra等 1991)，证明上述关系在热力学和化学非平衡效应显著情况下也是适用的。
14.酚醛树脂热解的激波管实验
- 王苏;闫卫锋;马伟;范秉诚;何宇中;李帅辉;崔季平
- 《第一届全国高超声速科技学术会议》 | 2008年
摘要：用激波管方法研究了酚醛树脂在温度范围1100K～1800K之间的热解过程。在激波管高温和短测量时间的实验条件下，分析了样品颗粒在高温气相中的传热过程，讨论了样品颗粒达到热平衡的条件。通过对反应扩散方程的分析，考察了扩散对热解过程的影响，结果表明实验中热解与扩散过程很快达到稳态，热解不受扩散过程影响。通过色谱、质谱方法检测激波管热解产物总量，获得了酚醛树脂热解速率常数。
15.硝基甲烷热解化学反应流的数值研究
- 李帅辉;王苏;闫卫锋;范秉诚;何宇中;崔季平
- 《第一届全国高超声速科技学术会议》 | 2008年
摘要：本文对激波管硝基甲烷热解化学反应流进行了研究，给出了一个严格考虑到化学反应流中化学反应、体积和流动效应的一维Euler方程的全解析耦合算法。对硝基甲烷激波管热解进行了模拟，并把耦合算法得到的模拟结果和激波管实验数据进行了对比验证，两者符合较好。此外，本文还对耦合算法与等温、等压和等容三种简化模型的计算结果进行了对比分析，结果表明，当化学反应流热效应显著增强时，等温假设失效，等压和等容简化模型也偏离实际情形，而全解析耦合算法可以有效解决化学反应与流动相互耦合的问题。
16.替代燃料甲基环己烷、1,3,5-三甲基苯、丙基苯的热解研究
- 杨玖重;谢铭丰;周忠岳;邓柳林;张李东;齐飞
- 《第一届全国高超声速科技学术会议》 | 2008年
摘要：替代燃料主要包括正十二烷、甲基环己烷、1,3,5-三甲基苯、丙基苯、α-甲基萘等，本文利用分子束质谱和同步辐射单光子电离技术研究了甲基环己烷、1,3,5-三甲基苯和丙基苯在流动反应器中的热解过程。通过测量光电离效率谱和光电离质谱，确定了三种替代燃料热解产物和中间物的结构；通过测量不同温度下的光电离质谱，获得了三种替代燃料主要热解产物和中间物随温度变化的摩尔分布曲线。结合量子化学计算，确定了以上三种替代燃料在高温下的主要分解路径。
17.超声速来流凹腔上游燃料横向喷注流动混合以及燃烧特征研究
- 孙明波;梁剑寒;刘卫东;王振国
- 《第一届全国高超声速科技学术会议》 | 2008年
摘要：采用纳米粒子散射NPLI成像技术给出了凹腔上游横向喷注气体燃料的混合流场的空间成像，利用大涡模拟计算揭示了喷流反转旋涡对与凹腔剪切层相互作用并带动燃料输运混合的机理。利用高速摄影、自发辐射成像进行实验观测研究了超声速来流凹腔上游横向喷注气体燃料的火焰稳定过程，结合大涡模拟结果归纳分析了超声速来流条件下凹腔的两种火焰稳定机制：回流区点火机制以及凹腔的triple flame稳焰机制。
18.超声速混合层时空结构的实验研究
- 赵玉新;易仕和;刘卫东;王振国
- 《第一届全国高超声速科技学术会议》 | 2008年
摘要：在研制的超声速混合层风洞中，以基于纳米技术的平面激光散射技术（NPLS）为基础，研究了超声速混合层从层流到湍流转捩过程K-H不稳定涡的空间结构，以及K-H不稳定涡的空间结构随着时间的发展过程。实验结果清晰地反映了湍流混合的不稳定性与转捩的精细结构，以及转捩过程的展向精细结构。从实验图像可以得到K-H不稳定涡的空间尺度和涡的波长，同时可以看出，超声速混合层湍流的K-H不稳定涡的结构整体向下游快速前进，本身变形速度相对较慢的规律。观察到超声速混合层转捩过程展向“羊角涡”结构。
19.模型超燃冲压发动机内着火过程分析
- 潘余;刘卫东;梁剑寒;王振国
- 《第一届全国高超声速科技学术会议》 | 2008年
摘要：在燃烧室入口来流为Ma=2.64、T0=1483K、P0＝1.65MPa、T=724K、P=76.3kPa条件下，采用高速摄影和连续激光高速纹影对等截面型开窗燃烧室内氢气射流自燃过程、火花塞点燃氢气过程和引导氢气火焰点燃煤油过程进行了观测，获得了燃烧室内着火过程中火焰和流场波系结构的动态演化过程；观察到了初始火焰区首先起始于燃烧室下游，并逆流传播实现发动机着火的过程；分析表明燃料能否着火以及着火位置与燃料着火时间与燃烧室来流条件和火焰稳定器安装情况相关，多火焰稳定区延长了燃料驻留时间，使燃料更容易着火。
20.TiAl合金板材的洁净雾化预合金粉末冶金制备技术
- 徐磊;于德军;柏春光;王刚;崔玉友;杨锐
- 《第一届全国高超声速科技学术会议》 | 2008年
摘要：作为轻质高温材料的TiAl基合金板材在航空领域的应用前景广阔，航天领域对TiA1基合金薄板材的需求日益迫切。TiAl基合金由于Al含量高和热塑性低，铸锭冶金工艺(IM)难以消除成分偏析，无法获得大尺寸的TiAl基合金板坯；预合金粉末冶金(PM)工艺可解决板材的组织均匀性、性能一致性和制备大规格板坯的技术难题。本文采用超声气体雾化方法制备洁净TiAl预合金粉末，经过粉末除气、封装、热等静压致密化获得TiAl热轧板坯，采用优化工艺组合包套热轧制备出粉末冶金TiAl基合金板材。轧制过程中材料的应变、应力状态、温度场分布非常复杂，本文采用Gleeble热模拟试验机和有限元(FEM)模拟相结合，确定了热加工工艺窗口。采用模拟分析获得的优化的热轧加工窗口指导粉末冶金TiAl基合金板热轧加工，得到组织均匀、性能良好的粉末冶金TiAl基合金板材。此外，本研究还对TiAl基合金板材成功地进行了电子束焊接，拓展了TiAl基合金板材的应用范围。
21.超燃冲压发动机燃烧室典型异质材料连接结构的有限元分析
- 吴臣武;黄晨光;张坤
- 《第一届全国高超声速科技学术会议》 | 2008年
摘要：针对带主动冷却措施的薄板-热障涂层结构，求解温度场和应力场。通过比较几个典型的制造参数下的温度和应力特征，试图给出涂层设计和制造的一些参考依据。结构设计中广泛存在L-型结构往往导致应力集中和应力奇异性，有限元离散过程很大程度上影响了L-型结构角点附件的位移和应力数值解精度。针对圆角结构和异质材料垂直连接的L-型结构，开展了系列参数化有限元分析，给出这类L-型结构数值计算网格处理的实用化建议和参考。
22.燃烧加热风洞中水蒸气相变的数值研究
- 程万;罗喜胜;杨基明
- 《第一届全国高超声速科技学术会议》 | 2008年
摘要：采用带有非平衡相变模型的有限体积CFD程序,对燃烧加热高超声速风洞中水蒸气在喷管流动中发生凝结导致下游流场参数变化的物理过程进行了数值模拟。程序中使用考虑高温气体效应的平衡流动模型来计算气相流动参数，相变模型采用同质核化理论和非平衡液滴凝结和蒸发模型。模拟了出口马赫数为6的风洞中水蒸气凝结对试验气体流场的影响和凝结后气流进入试验段时尖劈模型斜激波后发生液滴蒸发两个过程。结果表明，相变问题对燃烧加热风洞的试验气流参数以及模型实验的结果可能会产生较为明显的影响。
23.DLAS测量甲烷/空气预混平面火焰温度和H2O浓度
- 余西龙;李飞;陈立红;张新宇
- 《第一届全国高超声速科技学术会议》 | 2008年
摘要：基于可调谐二极管激光器吸收光谱技术(TDLAS)建立了温度和HO2浓度测量系统，利用光谱数据库Hitran2004在1393nm附近选择了在500-1300K有很高测温灵敏度两条水吸收线:7168.437cm-1,7185.597cm-1。在1KHz的扫描频率下，利用直接吸收-扫描波长法对甲烷/空气预混平面火焰进行测量，并进行边界层修正，与热电偶的对比结果显，在温度区间1100-1350K，两者最大相差80K(6.7%);水蒸气组分浓度与计算值平均相差小于0.02(10%)。
24.超声速燃烧室中流动与燃烧的相互作用
- 孙英英;姜宗林
- 《第一届全国高超声速科技学术会议》 | 2008年
摘要：本文基于碳氢燃料预混气流超声速燃烧实验研究与数值模拟两方面的工作，总结了超声速燃烧室中发生的一些流动与燃烧的相互作用现象，包括：激波与火焰相互作用、激波点火、热雍塞、着火点处诱导出压缩波及其反射压缩波与火焰的相互作用。由于流动与燃烧的相互作用直接影响超声速燃烧室中的燃烧效率与燃烧稳定性，因此有必要对超声速燃烧室中流动与燃烧的相互作用现象及其机理进一步开展系统深入的研究工作。
25.含激波燃烧中的化学反应自激振荡机制
- 王春;姜宗林;韩肇元
- 《第一届全国高超声速科技学术会议》 | 2008年
摘要：在超燃室燃烧过程中，通常包含着燃料混合、湍流燃烧、激波和边界层流动等多种物理现象的复杂相互作用。本文探讨了超声速燃烧室中，一类由化学反应热释放与激波相互作用导致的流动自激振荡机制。借鉴激波动力学分析方法，本文将Witham方法推广至化学反应流动的情况，获得了一个描述激波和化学反应热释放相互作用的非线性振荡器模型。振荡器由前导激波和燃烧放热后的声速面所确定，其振荡行为受到化学反应所控制，声速面附近区域的化学反应行为对振荡行为有重要的影响。
26.超燃冲压发动机实验模型设计基本问题
- 陈立红;岳连捷;张新宇
- 《第一届全国高超声速科技学术会议》 | 2008年
摘要：超燃冲压发动机地面模拟实验中，由于地面条件与飞行条件存在差异，因此在模型设计中必须既考虑飞行条件的制约，又考虑地面模拟试验的可行性。模型设计的基本问题可分为两个层次：一方面是飞行条件与地面模拟条件的对应，另一方面是在地面模拟条件下的发动机本身的构型设计。从飞行条件转换到地面模拟条件，需考虑截断发动机的原则以及发动机的缩尺效应。从发动机的入口参数，设计燃烧室的入口尺寸，继而向两头推出进气道和尾喷管的构型。
27.不同压力煤油气溶胶点火延时的测量研究
- 廖钦;徐胜利
- 《第一届全国高超声速科技学术会议》 | 2008年
摘要：本文研制了新型两相激波管，采用室温He/N2为驱动气体和缝合接触面运行，反应区温度范围是1160～1650K，基于压电传感器和数据采集系统，测量了不同点压力时间曲线，以OH（波长约306nm）发射光作为点火指示信号，用ICCD拍摄反射激波后的燃烧流场。结果表明：当压力为0.1MPa、温度为1068K，可获得实验时间约19ms。本文条件下，测得煤油点火延时τig约0.1～6ms。与加热方式相比，煤油气溶胶在低温时点火延时偏大。不同初压的log(τig)与10000/T均呈线性分布。压力测量显示：当压力为0.1MPa、温度大于1500K，点火过程中出现了当地爆燃（local explosion），伴随明显的压力振荡，出现爆燃的当地温度随初压升高而降低。对低温自点火工况，煤油火焰面呈非平面结构。在反射激波后，出现随机分布的自点火区域。随着温度升高，自点火呈平面火焰结构。
28.高超声速推进热结构轻量化设计与安全评估
- 宋宏伟;黄晨光;范学军;仲峰泉
- 《第一届全国高超声速科技学术会议》 | 2008年
摘要：“轻量化”与“热防护”要求对高超声速推进系统的结构设计提出了新的挑战。本文综述了超燃冲压发动机结构分析与设计中需要考虑的热环境获取与热结构响应，常用的热防护材料与结构，并重点对超轻多孔材料复合结构进行了论述。本文还介绍了中国科学院高超中心成立以来在热结构分析领域的研究进展，针对采用主动冷却的超燃冲压发动机进行了初步热结构分析与设计，提出了安全评估方法，并以此方法为依据比较了采用不同材料、不同结构厚度时发动机热结构的安全性能。
29.远程导弹的超低飞行轨道分析
- 樊菁;蒋建政;吴晨曦;孙泉华;黎作武
- 《第一届全国高超声速科技学术会议》 | 2008年
摘要：本文研究一种最大高度约100km的超低飞行轨道，及其周围稀薄空气对远程导弹的速度、高度和射程的影响。计算和分析表明，在相同载荷条件和射程条件下，超低弹道和经典的最小能量弹道对于火箭动力的需求大致相当，射程10000km以上基本相同。头部半径为5cm的轴对称外形，沿超低弹道飞行时，其驻点热流在高度25km附近达到最大值50MW/m2，约为最小能量弹道驻点热流最大值的50%。由于超低弹道对升力没有要求，飞行过程中的气动加热问题，沿用成熟方法如烧蚀防热即可解决。总体而言，超低弹道对于火箭动力与外形气动力/热要求，现有技术容易满足，因此利用它增强远程导弹的突防能力是现实可能的。
30.加斜楔缩短隔离段措施的一种改进
- 曹学斌;张堃元
- 《第一届全国高超声速科技学术会议》 | 2008年
摘要：为了更有效地缩短超燃冲压发动机隔离段长度，在前期研究基础上，对等宽度平直斜楔进行了改进，设计了一种侧壁面后掠的后切斜楔，斜楔放置在隔离段进口厚附面层一侧，对其进行了三维数值模拟，比较了两种斜楔的性能，获得了带后切斜楔的隔离段的缩短程度。通过数值模拟发现，加后切斜楔后可在进出口压比相同的情况下，将隔离段长度减小40%左右，比平直斜楔多5%。同时随着后切角度的变化，激波串长度的变化不是线性变化，而是存在拐点。因此为使得隔离段性能更好，后切角度应取得适当。