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未受擾動的空氣和受壓縮的空氣區(qū)域之間的邊界稱為沖擊或者壓縮波。
無論何時方向不變的超音速流降低到亞音速流都會形成相同類型的波，例如當氣流在機翼的
拱形部分加速到聲速，然后在通過最大拱形區(qū)域后降低到亞音速。將會在超音速和亞音速范
圍的邊界形成沖擊波。
無論何時，形成和氣流垂直的沖擊波稱為正常沖擊波，緊隨沖擊波之后的氣流是亞音速的。
通過正常沖擊波的超音速氣流將發(fā)生這些變化：
􀁺 氣流減速到亞音速
􀁺 緊隨沖擊波之后的氣流方向不變
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􀁺 波之后氣流的靜壓和密度大大增加
􀁺 氣流的能量(用總壓表示，等于動壓加靜壓)大大降低
沖擊波結構導致阻力增加。沖擊波的主要影響之一就是緊隨波之后形成厚的高壓力區(qū)域。高
壓區(qū)域的不穩(wěn)定性，和氣流通過沖擊波時它的速度能量部分的轉換成為熱量，這是阻力增加
的部分因素，但是氣流分離引起的阻力要大的多。如果沖擊波很強烈邊界層可能沒有足夠的
動能來阻止氣流分離。在跨音速區(qū)域由于沖擊波結構和氣流分離導致的阻力稱為波阻力。當
速度超過臨界馬赫數(shù)大約10%的時候，波阻力急劇增加。這樣就需要增加相當大的推力以
增加飛行速度來跨越這個點進入超音速區(qū)域，這個區(qū)域依賴于翼形和迎角，邊界層可能再次
附著在機翼上。
正常沖擊波首先在機翼的上表面形成。然而，隨著馬赫數(shù)的進一步增加，上表面的超音速區(qū)
域會擴大，在下表面形成另外一個超音速流區(qū)域和一個正常沖擊波。當飛行速度接近聲速時，
超音速流的區(qū)域繼續(xù)擴大，沖擊波向后移動靠近機翼后緣。如圖3-43。
伴隨阻力增加出現(xiàn)的是抖振(稱為馬赫抖振)，配平和穩(wěn)定性，以及控制力有效性的降低。氣
流分離導致下洗流的損失和機翼上壓力中心的位置變化，進而使升力損失。氣流分離在機翼
后面產生的湍流尾流使得飛機尾部控制面振動。水平尾翼提供的機頭上仰和下俯配平控制和
機翼后面的下洗流有關。這樣，減弱的下洗流降低了水平尾翼的配平控制有效性。機翼壓力
中心的運動影響機翼的配平力矩。如果壓力中心向后移動，就會產生稱為馬赫俯沖(Mach
tuck)或者突然下俯(tuck under)運動,如果中心向前移動，就會產生機頭上仰運動。這是
很多渦輪機動力飛機發(fā)展T 形尾翼結構的主要原因，它把水平尾翼面安裝的盡可能遠離機
翼產生的湍流。
后掠角
跨音速飛行的大多數(shù)困難都和沖擊波誘導的氣流分離有關。任何延遲或者減輕沖擊波引起的
氣流分離的方法都會改進氣動性能。一個方法是機翼的后掠角。后掠角理論基于一個認識，
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即影響壓力分布和沖擊波形成的只有垂直于機翼前緣的氣流分量。如圖3-44。
在直線機翼的飛機上，氣流呈90 度角沖擊機翼的前緣，它的全部沖擊產生壓力和升力。同
樣的氣流沖擊后掠角形機翼時的角度小于90 度。后掠翼上的氣流會讓機翼”認為”自己飛行
的比真實速度慢，因此沖擊波的形成就被延遲了。機翼后掠角的優(yōu)勢包含增加了臨界馬赫數(shù)，
力發(fā)散馬赫數(shù)，阻力最高點的馬赫數(shù)。換句話說，后掠角推遲了壓縮性影響的發(fā)生。
導致阻力系數(shù)急劇變化的馬赫數(shù)稱為力發(fā)散馬赫數(shù)，對于大多數(shù)機翼而言，通常超過臨界馬
赫數(shù)的5%到10%。在這個速度，沖擊波結構引起的氣流分離引發(fā)阻力，升力或者配平力
矩系數(shù)的重大變化。除了延遲壓縮影響的發(fā)生外，后掠角海降低了阻力，升力或者力矩系數(shù)
變化幅度。也就是說，后掠角的應用會”軟化”力發(fā)散。
后掠翼的一個缺點是它們趨于在翼尖失速而不是在機翼根部失速。如圖3-45。這是因為邊
界層趨于沿翼展方向朝翼尖流動，然后在靠近前緣處分離。因為后掠翼的翼尖處于機翼的后
面部分(位于升力中心之后)，翼尖失速會導致升力中心在機翼上向前移動，迫使機頭進一步
抬升。當機翼后掠和錐形結合時，翼尖失速的趨勢最大。
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失速狀態(tài)可能由于T 形尾翼配置而變的更加嚴重，T 形尾翼在尾部翼面發(fā)生振動的時候提供
的失速前告警很少或者沒有。如圖3-46。
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T 形尾翼處于機翼伴流之上，即使機翼開始失速時，也仍然有效，會讓飛行員無意識的驅動
機翼以大得多的迎角進入更嚴重的失速。如果水平尾翼控制面沉沒在機翼伴流中，升降舵將
完全失去效能，將不可能通過降低配平姿態(tài)而改出失速。在失速前和即刻失速后狀態(tài)，后掠
翼飛機的升力/阻力性質會導致飛行航跡愈加下降且飛行姿態(tài)不變，迎角進一步增加。這種
情況下，沒有可靠的迎角信息，逐漸加速的俯沖配平姿態(tài)不能保證失速改出已經有效，這時
的升降舵向上運動只能讓飛機失速。
在極端抬頭姿態(tài)失速時的機頭惡意上仰使失速改出困難而激烈是T 型尾翼飛機的一個特性。
操縱桿推進器禁止這種類型的失速。大約在失速速度的一節(jié)之上，預先編程的操縱桿力自動
地向前移動操縱桿，阻止失速的發(fā)展。也可能會有一個重力加速度限制器配合這個系統(tǒng)來阻
止操縱桿推進器引起的機頭下俯產生的飛機負載過量。【操縱桿推進器是幫助克服失速的，
所以要設定向前推操縱桿以降低機頭，但是又可能使得機頭降低過量引起載荷因子增加，所
以加速度限制器又是阻止機頭過分降低而引起飛機過載。】 另外，當空速超出失速速度
5%-7%時操縱桿振動器會提供失速告警。
馬赫振動邊界層
到目前為止，只講解了過大速度引起的馬赫振動。必須記住，馬赫振動是機翼上氣流速度的
一個函數(shù)，而不一定是飛機的速度。任何時候不管機翼上過大的升力是由過快的空速還是由
接近最大運行速度時的過高迎角引起的，都會發(fā)生高速振動。但是，也有些時候在低得多的
速度時發(fā)生振動，稱為“低速馬赫振動”。
能導致低速馬赫振動的最可能情況是 飛機由于它的重量和高度迫使其處于大迎角飛行而速
度太低時。這個非常高的迎角將會把機翼上表面的氣流速度增加到同一點，這一點和高速振
　
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