圖 " "% &’ "()圖
"*所示。可壓縮流的流線彎曲程度比不可壓時(shí)大，從產(chǎn)生擾動(dòng)影響這個(gè)觀點(diǎn)來看，這好比是在不可壓縮流動(dòng)中出現(xiàn)了一個(gè)厚度（當(dāng) &’ +,時(shí)）或彎度（當(dāng) &’ -,時(shí)）較大的翼型。由理論計(jì)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(shù)不斷上升的原因。
（*）跨音速階段：在跨音速階段，隨著 ()數(shù)增大，升力系數(shù)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(jī)翼上、下表面出現(xiàn)了局部超音速區(qū)和局部激波。另外，機(jī)翼上、下表面局部超音速氣流出現(xiàn)的先后和擴(kuò)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(shù)的劇烈變化。
在 (). -()臨以后，由于上翼面出現(xiàn)了超音速區(qū)，致使吸力增大，雖然局部超音速區(qū)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(shù)的增加而增加，直到 &點(diǎn)，即圖 " "中的 0&段。
"在 ()-()1以后，上翼面的局部激波強(qiáng)度變強(qiáng)，波后吸力損失加大。與此同
.
時(shí)，下翼面也出現(xiàn)超音速區(qū)，并擴(kuò)張得比上翼面迅速，產(chǎn)生向下的附加吸力。這樣機(jī)翼上下翼面的壓力差減小，導(dǎo)致升力系數(shù)下降，即圖 " "中的 &2段。 當(dāng) ()-()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(xù)緩慢
.
后移，超音速區(qū)繼續(xù)擴(kuò)大，因而上翼面吸力繼續(xù)加大，于是上下翼面的壓力差不斷提高，升力系數(shù)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(jī)的平衡、穩(wěn)定和操縱很容易出問題，稍微不慎，就會(huì)失事。（）超音速階段：所謂超音速階段，是指 () -()上臨以后的 ()數(shù)范圍，整個(gè)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(duì)稱薄翼型，而且使用
•4•
迎角很小，所以在計(jì)算時(shí)可以把它看作是一個(gè)子板，然后再對(duì)它進(jìn)行厚度修正。為了說明超音速翼型的空氣動(dòng)力，下面以平板為例進(jìn)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(shí)的流線譜與壓力分布如圖 " "所示，當(dāng)超音速氣流以迎角 "流過薄平板時(shí)，氣流在前緣分為上、下兩支。在上表面，氣流向外轉(zhuǎn)折，氣流膨脹加速，經(jīng)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(nèi)轉(zhuǎn)折，產(chǎn)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(chǎn)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(dòng)的氣流速度，故其壓力減小；而下表面的流速小于未受擾動(dòng)的氣流速度，故其壓力增大。由于在乎板上各點(diǎn)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(dòng)力只作用于平板弦線的中點(diǎn)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(dòng)力的簡(jiǎn)單計(jì)算高速飛行時(shí)， ,很小，可以把超音速氣流流過平板情況當(dāng)作小角轉(zhuǎn)折來處理，即上表面的氣流是小角向外轉(zhuǎn)折，而下表面的氣流是小角向內(nèi)轉(zhuǎn)折。理論上可推得
-’
0,/" 12"（ " "3）
.
根據(jù)這個(gè)關(guān)系式，在 0, 40,上臨后，隨著 0,數(shù)的增加， -.值下降（見圖 " "
5）。
1)阻力系數(shù)特性
飛行 0,數(shù)超過 0,臨以后，機(jī)翼的阻力急劇增大。這是因?yàn)樵跈C(jī)翼上、下表面出現(xiàn)了局部超音速區(qū)和局部激波，而在飛行速度超過音速以后，機(jī)翼前緣又產(chǎn)生了頭
•3•
部激波。機(jī)翼這種由于出現(xiàn)激波而額外產(chǎn)生的阻力，叫做波阻。與波阻對(duì)應(yīng)的阻力系數(shù)叫做波阻系數(shù)。
圖 " "%激波對(duì)翼型壓力差的影響
（）波阻：現(xiàn)通過氣流以超過臨界 & ’(數(shù)的速度流過一個(gè)迎角為零的對(duì)稱翼型的情況來說明波阻的產(chǎn)生。此時(shí)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(qū)以及激波，下翼面上表示了壓力分布。在前駐點(diǎn)處壓力最大，然后隨著流速增大，壓力降低。在 )處速度達(dá)到音速值，激波在 *處出現(xiàn)，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(dòng)能損失，進(jìn)行連續(xù)減速，壓力分布如圖中 +,-/./曲線所示。從圖可見激波出現(xiàn)，翼型后半部的壓力比無激波時(shí)低，因而產(chǎn)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(huì)使氣流的能量受到損失，它也使得機(jī)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(jī)翼表面時(shí)，附面層氣流按其速度大小可分為兩層，最貼近機(jī)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(dòng)。因?yàn)樵趤喴羲贇饬髦胁粫?huì)有激波存在，所以局部激波只能達(dá)到附面層的超音速外層。當(dāng)激波前后壓力差很大時(shí)，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(xiàn)象不僅使得阻力系數(shù)急劇增加，而且還使得升力系數(shù) 01下降。這種現(xiàn)象稱為激波失速。
可見在 23 423臨以后，機(jī)翼的阻力除了型阻（摩擦阻力與壓差阻力的統(tǒng)稱）以外，還要加上波阻，即 565型 75波（ " "8）對(duì)應(yīng)的阻力系數(shù)為 09 609型 7 09波（ ":）
其中 % 09波 6 5波； <;
=>
;
•8•
波 —
—波阻；
"波———波阻系數(shù)。
（）阻力系數(shù)隨飛行 %&數(shù)的變化：根據(jù)上述討論，若將機(jī)翼固定在 & ’(迎角下，隨飛行 %&數(shù)增加，它的阻力系數(shù) "的大致變化趨勢(shì)如圖 ) *+ *,所示。現(xiàn)分段說明如下。
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