圖  " "% &’ "()圖
 "*所示。可壓縮流的流線彎曲程度比不可壓時大，從產生擾動影響這個觀點來看，這好比是在不可壓縮流動中出現了一個厚度（當 &’ +,時）或彎度（當 &’ -,時）較大的翼型。由理論計算可知：
&’可 + &’不（ " "）
 " ()*
.
因此，這就是在考慮了空氣的壓縮性后，速度又在 (/臨之前的升力系數不斷上升的原因。
（*）跨音速階段：在跨音速階段，隨著 ()數增大，升力系數先增大，隨后減小，接著又增大。其所以如此變化，根本原因在于機翼上、下表面出現了局部超音速區和局部激波。另外，機翼上、下表面局部超音速氣流出現的先后和擴張的快慢不一樣，所以上、下表面壓力降低參差不齊，這就造成了跨音速階段升力系數的劇烈變化。
在 (). -()臨以后，由于上翼面出現了超音速區，致使吸力增大，雖然局部超音速區激波后的壓力提高一些，但由于波前吸力的增加大于波后吸力的損失，所以 &’隨 ()數的增加而增加，直到 &點，即圖  " "中的 0&段。
"在 ()-()1以后，上翼面的局部激波強度變強，波后吸力損失加大。與此同
.
時，下翼面也出現超音速區，并擴張得比上翼面迅速，產生向下的附加吸力。這樣機翼上下翼面的壓力差減小，導致升力系數下降，即圖  " "中的 &2段。 當 ()-()2，以后，下翼面局部激波移至后緣，而上翼面局部激波則繼續緩慢
.
后移，超音速區繼續擴大，因而上翼面吸力繼續加大，于是上下翼面的壓力差不斷提高，升力系數重新增大，如圖  " "中的 23段。另外，在跨音速飛行階段的壓力中心忽前忽后的變化，使飛機的平衡、穩定和操縱很容易出問題，稍微不慎，就會失事。（）超音速階段：所謂超音速階段，是指 () -()上臨以后的 ()數范圍，整個翼型附近全部為超音速氣流。在這一速度下采用的翼型大部分為對稱薄翼型，而且使用
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迎角很小，所以在計算時可以把它看作是一個子板，然后再對它進行厚度修正。為了說明超音速翼型的空氣動力，下面以平板為例進行討論。

圖  " "%超音速流線譜及壓力分布
超音速氣流流過平板時的流線譜與壓力分布如圖  " "所示，當超音速氣流以迎角 "流過薄平板時，氣流在前緣分為上、下兩支。在上表面，氣流向外轉折，氣流膨脹加速，經膨脹后，則以不變的速度沿平板表面流去；在下表面，氣流向內轉折，產生斜激波，氣流通過斜激波后，則保持較小的速度，沿平板表面流去。在平板后緣，情況正好相反，上表面產生斜激波使氣流減速，下表面則使氣流膨脹增速。之后，上下表面氣流匯合并沿原來的方向流去。
上表面的流速大于末受擾動的氣流速度，故其壓力減小；而下表面的流速小于未受擾動的氣流速度，故其壓力增大。由于在乎板上各點的流速值均保持不變，故表面上的壓力值沿平板也不變化。由此可見，平板上的總氣動力只作用于平板弦線的中點上。其方向基本上與平板垂直。平板的壓力中心在弦線的中央，即
&壓 ’ () *+
&壓 ’()*（""）} 平板上空氣動力的簡單計算高速飛行時， ,很小，可以把超音速氣流流過平板情況當作小角轉折來處理，即上表面的氣流是小角向外轉折，而下表面的氣流是小角向內轉折。理論上可推得
-’
0,/" 12"（ " "3）
.
根據這個關系式，在 0, 40,上臨后，隨著 0,數的增加， -.值下降（見圖  " "
5）。
1)阻力系數特性
飛行 0,數超過 0,臨以后，機翼的阻力急劇增大。這是因為在機翼上、下表面出現了局部超音速區和局部激波，而在飛行速度超過音速以后，機翼前緣又產生了頭
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部激波。機翼這種由于出現激波而額外產生的阻力，叫做波阻。與波阻對應的阻力系數叫做波阻系數。

圖  " "%激波對翼型壓力差的影響
（）波阻：現通過氣流以超過臨界 & ’(數的速度流過一個迎角為零的對稱翼型的情況來說明波阻的產生。此時翼型上的壓力分布如圖  " "所示。上翼面上表示了翼型附近局部超音速區以及激波，下翼面上表示了壓力分布。在前駐點處壓力最大，然后隨著流速增大，壓力降低。在 )處速度達到音速值，激波在 *處出現，該處壓力突增，速度突降至亞音速。壓力分布如圖中 +,*-.折線所示。如果是理想情況，則沒有激波，即沒有動能損失，進行連續減速，壓力分布如圖中 +,-/./曲線所示。從圖可見激波出現，翼型后半部的壓力比無激波時低，因而產生了附加的壓差阻力。
上面說的是波阻的一部分，如果局部激波與附面層之間的干擾引起了附面層分離，又會使氣流的能量受到損失，它也使得機翼前后壓力差增大形成附加阻力。通常所謂波阻是指激波本身和激波分離而引起的壓差阻力之和。
超音速氣流流過機翼表面時，附面層氣流按其速度大小可分為兩層，最貼近機翼表面的亞音速底層和稍靠外的超音速外層。在這兩層分界線上，空氣以音速流動。因為在亞音速氣流中不會有激波存在，所以局部激波只能達到附面層的超音速外層。當激波前后壓力差很大時，激波后的壓力增高使得附面層底層的氣流倒流，形成在激波處的氣流分離。這就是激波與附面層之間干擾而引起的附面層分離。順便指出，這一分離現象不僅使得阻力系數急劇增加，而且還使得升力系數 01下降。這種現象稱為激波失速。
可見在 23 423臨以后，機翼的阻力除了型阻（摩擦阻力與壓差阻力的統稱）以外，還要加上波阻，即 565型 75波（ " "8）對應的阻力系數為 09 609型 7 09波（ ":）
其中 % 09波 6 5波； <;
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;
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波 —
—波阻；
"波———波阻系數。
（）阻力系數隨飛行 %&數的變化：根據上述討論，若將機翼固定在 & ’(迎角下，隨飛行 %&數增加，它的阻力系數 "的大致變化趨勢如圖 ) *+ *,所示。現分段說明如下。
　
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