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亞音速階段。阻力系數基本上不隨 %&數而變化，在快接近 %&臨時才稍有增加。其原因是空氣壓縮性的影響，會引起翼型壓力分布的改變，使后緣反壓梯度增加，引起附面層增厚，導致型阻中的黏性壓差阻力有一定增加。在計算中常引入系數 -.對不可壓情況下的型阻系數進行修正，即
"型 ’ " %"型不（) *+ *))）修正系數 " %與相對厚度 /，%&數等有關，可由專用曲線中查得。
跨音速階段。超過臨界 %&數以后，機翼上出現局部超音速區以及局部激波。由于波阻的出現，阻力系數隨著飛行 %&數的增大而增加，%&數增至 )附近，阻力系數達到最大。
超音速階段。%&數再增大，阻力系數開始隨 %&數逐步增大而下降。理論研究證明，超音速階段翼型的波阻系數隨 %&數變化的關系，可以用下式進行計算
"波 ’
%&0 * ) % 2
%&3 *)/ 2
%&03  *) 4（) *+ *)）
11
 1 
式中第一項與迎角有關（即與升力有關），稱為升力波阻；第二項和第三項分別與厚度和彎度有關，即使在升力等于零時，這部分阻力依然存在，稱為零升波阻，用 "5波表示。零升波阻系數為
"5波 ’
%&)1 * )（3/ 2 034）（) * *)+）
式中 /、4為翼型的相對厚度和相對彎度；3是與翼型形狀有關系數，如菱形 3 ’0，雙弧形 6’ 78++，可查表而知。將式 ) *+ *)+及 ) *+ *9代入式 ) *+ *)可得
"波 ’ " 5波 2
%&01*)"（) *+ *)0）
:
由式（) *+ *)）可知，%& ;)以后，隨 %&數增大，波阻系數下降。
+8力矩特性
前一章已經說明，翼型繞點的力矩，用力矩系數
<=> ’<=? *"（:焦 *壓）如果采用對稱薄翼，焦點和壓力中心的位置是重合的。理論上可以證明，低速時，翼型焦點的位置約在 7@ A處；在超音速階段，焦點在 7?@ A處；在跨音速階段，由于上、下翼面局部激波的發展，使焦點隨 %&數的變化而變化。翼剖面不同，變化規律也
•0?•

 

不一致，只能
借助于實驗方法來確定。
對翼型前緣點的力矩系數（抬頭為正）
"  %&’壓（( ) (*）應用式（( ) +）在，超音速飛行時此力矩系數可寫為
"
-., / ( 1(/
-./ / (（( ) (2）
0
 0 
三、高速翼型特點
綜合上述各點可知，在 -.0 3-.臨后，流過機翼的氣流參數變化特點與亞音速時大不相同，它使得機翼的升力、阻力、力矩特性都發生了很大的變化。
為了適應這些變化，在高速飛機的翼型外形上采用了相應的措施。對于亞音速飛行的飛機，主要設法盡量提高翼型的 -.臨以延遲機翼氣動力的急劇變化；對于主要在跨音速飛行的飛機，主要設法緩和 %’的增長幅度，減少 %&的波動幅度及縮短 -.臨和 -.上臨之間的范圍；對于主要在超音速飛行的飛機，則盡量設法減少波阻。
提高翼型 -.臨的措施，是使翼型的壓力分布（或速度分布）均勻化，以推遲超音速區的出現從而使翼型 -.臨得到提高。為此，一般翼型可采用對稱或小彎度薄翼，最大厚度位置靠近翼弦的中部。對于噴氣式運輸機，則可以選用相對厚度較大，但臨界 -.數相當高的超臨界翼型。為了減少翼型頭部的激波強度，高速翼型的頭部不像低速翼型那樣鈍，以防止脫體激波和正激波的產生。
減少 4是縮短 -臨和 -上臨之間范圍的有效辦法。很明顯 4 5時的平板（ 6 5）， -.臨和 -上臨間距離趨于 5，也就是沒有跨音速范圍。實際上 4是不能等于 5的，所以當 4較小時， -和 -臨之間距離較小， 74& 8 （或 %&）隨 -數的變化曲線沒有多大
臨上7
變動，在跨音速范圍內幾乎是平滑、單調地由亞音速過渡到超音速。
第四節 9后掠機翼
為了改善機翼在跨音速和超音速飛行時的氣動特性，除了在機翼剖面形狀上采取適當措施外，在機翼的平面形狀方面也有相應變化。為了改善跨音速飛機的飛行性能，現代高速飛機廣泛采用了后掠機翼。
一、繞后掠機翼的流動和展向載荷分布特點
設后掠機翼翼展是無限長的情況，如圖 ( ) (5所示。當空氣流過此機翼時，可以將 :0分解為兩個分速，一個是垂直于前緣的法向流動分速 :;  :04<="，一個是 •,(•
 
平行于前緣的展向流動分速 " %&’。如果此無限翼展的機翼由同一翼型所組成，若不考慮氣流黏性，則展向流動對于翼面上的壓力分布無影響，而垂直于前緣的法向氣流則好像是流過一個平直機翼一樣。也就是說，此無限翼展機翼的氣動特性僅取決于法向流動，而與展向流動無關。

圖 ( )* )(+,空氣流過后掠翼時速度的分解
當氣流流過此機翼時，由于展向分速不變而法向分速不斷改變，使得流線會產生傾斜。空氣從遠前方流近前緣，法向分速受到阻滯而越來越慢，展向分速保持不變
（"-"）。這樣，越靠近前緣，不僅速度越來越慢，而且氣流方向越來越向左偏斜。經前緣后，空氣流向最小壓力點的途中，法向分速又逐漸增加（ ’. / 0’1），而展向分速不變（".  "1），所以局部流速漸漸增加且方向轉向右邊。以后，又因法向分速減小，氣流又轉回原來方向。
對于有限翼展的后掠翼，由于翼根和翼尖的影響，使它與無限翼展后掠翼情況有一定的差別。但在后掠翼的中間部分與無限翼展后掠翼是十分接近的。
后掠翼由于翼根和翼尖的存在，將引起所謂翼根效應和翼尖效應。在根部上表面前段，流線偏離對稱面，流管擴張變粗；而在后段流線向內偏斜，流管收縮變細。在亞音速條件下，前段變粗，于是流速減慢，壓力升高；后段變細，流速加快，壓力降低
（即吸力增大）。流管的最小截面位置后移，故最小壓力點后移（相對于后掠翼中段）
至于翼尖部分，情況正好相反，翼尖外側氣流是徑直向后流動。而翼尖部分的前段流線向外偏斜，故流管收縮變細，流速加快，壓力降低（即吸力增加）；而在后段，因流線向內偏斜，故流管擴張變粗，流速減慢，壓力升高。因流管最小截面位置前移（相對于后掠翼的中段來講），雖然在翼尖部分下翼面壓力大于上翼面，造成向上翻的氣流，增加了一些上翼面的壓力。但由于流線偏斜的影響是主要的，最低壓力點還是前移。這種現象稱為翼尖效應。
　
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