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些膨的馬赫波將形成一個扇形膨脹區(qū)域。氣流通過扇形區(qū)時，連續(xù)不斷地進行脹，氣
流方向不斷偏轉，最后與轉折點后的物面平行。
綜上所述，由于空氣的可壓縮性，在超音速時，氣流因阻滯而產生激波，因膨脹而
產生膨脹波。或者說，激波是超音速氣流減速時通常產生的現(xiàn)象；膨脹波是超音速氣
流加速時所必然產生的現(xiàn)象。激波使波前、波后參數發(fā)生突躍式變化，氣流穿過，激
波時受到突然的壓縮，壓強、密度和溫度升高，而速度和馬赫數下降；而膨脹波波前、
波后參數發(fā)生的是連續(xù)變化。此外，兩者還有一個區(qū)別，即激波雖然厚度很�。ù蠹s
為 -" ./量級），但氣流經過激波時，在激波內部氣體黏性引起的內摩擦卻很強烈，
氣流的部分機械能會因消耗于摩擦而變成熱能而使自身溫度急劇升高（這種現(xiàn)象常
被稱為氣動力加熱），而膨脹波沒有上述損失。這種損失類似于附面層，因氣體黏性
使氣體動能變成了熱能，造成了動能損失，通常把這一損失所引起的阻力稱為激波阻
力，簡稱波阻。
由于氣體的可壓縮性，因而擾動傳播是一個有限值。對于微弱擾動來說，傳播速
度為音速 *；在超音速飛行時，對于強擾動來說，傳播速度大于 *。所以在亞音速氣流（(0*）和超音速氣流（(,*）分別流過一個翼型時，將出現(xiàn)不同的繞流。在亞音速氣流中，擾動可以到達翼型四周的全部空間，在氣流沒有到達翼型之前，已經感受到它的擾動，因此氣流在離機翼很遠處就會發(fā)生變形。在超音速氣流中，翼型引起的擾動，只能在馬赫錐內傳播而不能逆氣流上游傳播，所以超音速氣流不能在強擾動的界 •1•
 
限波（激波）之前發(fā)生變形，而只能在翼型前緣產生的頭部激波后才能突然變形。
第三節(jié) 高速氣流中作用于翼型上的空氣動力
一、翼型上局部激波的形成和發(fā)展
"流過翼型氣流速度范圍的劃分，臨界馬赫數
當氣流繞過翼型時，由于上翼面突起而流管收縮，局部流速加快而大于遠前方的來流速度（ %），局部流速的加快必然引起局部溫度降低，因而音速 &（ & ’()
*）下降。當 %增加時，翼型上各點的 +也在改變。當翼型上最大速度 ,&-。點增加到等于當地音速 &時，遠前方來流速度 %就叫做此翼型的臨界速度（或稱下臨界速度），以 臨表示之。此時遠前方的 .&% ’ %/&%叫做下臨界馬赫數（ &%為遠前方氣流的音速），以 .&臨表示。
當 % 0下臨時，整個翼型上每點的流速都小于相應點的音速，因而整個翼型處于亞音速流動狀態(tài)。
當 %繼續(xù)增加，翼型上的 ,12點的流速等于該點的當地音速時，則整個翼型上每點的速度均大于各對應點的當地音速，此時翼型處于超音速流動狀態(tài)。對應于 ,12 ’ &的 %叫做上臨界速度，以 上臨表示，此時遠前方的凡 .&% ’%/&%叫做上臨界馬赫數，以 .&上臨表示之。
當 .&%大于 .&臨而小于 .3上臨時，翼型上有部分超音速流動區(qū)，部分亞音速流動區(qū)，此時翼型是處于跨音速流動狀態(tài)。顯然，翼型 臨和 上臨的大小和翼型的相對厚度 4；翼型的相對彎度 5及迎角 有關。
(局部激波的形成
飛行 .&數超過臨界 .&數以后，在翼型上表面等音速點后面，由于翼型表面的連續(xù)外凸，流管擴張，空氣膨脹加速，出現(xiàn)局部超音速區(qū)。在超音速區(qū)內，壓力不斷降低，比來流 6%小得多，但翼型后邊的壓力卻接近于 7%。這種壓力差必然從翼型表面的后部以壓力波形式逆氣流向前傳播。當壓力波往前傳到某一位置時，壓力增量雖未減小到趨近于零，壓力波傳播速度卻已降低到與該處的局部超音速氣流速度相等，于是壓力波就穩(wěn)定在這一個位置上。在 8面處，壓力增量有一定數值，前后氣流參數具有一定數值的突危然變化，所以， 8面成為局部超音速氣流參數突然變化的分界面，形成局部激波。
9局部激波的發(fā)展
設翼型以正迎角在空氣中運動，它的上表面的局部流速比下表面快些，所以首先
•9:•
 
達到和超過局部音速，從而出現(xiàn)局部超音速區(qū)和局部激波。隨著 "的不斷增大，翼型下表面的局部流速也會超過局部音速而出現(xiàn)局部超音速區(qū)和局部激波。當 "超過 以后，翼型的前緣還會出現(xiàn)頭部激波，此時翼型上、下表面的局部激波將移到后緣，形成尾部激波。
為了便于了解機翼局部激波發(fā)展的一般規(guī)律，取一個接近對稱的薄翼型，保持 %&的迎角進行實驗，觀察在 "由小變大的過程中，翼型局部激波的發(fā)展趨勢。（）當 " ’"臨時，翼型上下表面的氣流全為亞音速，而到  (臨時，翼型上表面最低壓力點的流速等于當地音速。
（%）在 " )"臨以后，在翼型上表面等音速點的后面，流管變粗，空氣膨脹加速，因而出現(xiàn)局部超音速區(qū)。在此超音速區(qū)內，壓力不斷降低，但翼型后邊的壓力接近 *。此時，超音速氣流要提高壓力，必然出現(xiàn)壓力突增的分界面，這就是局部激波，氣流通過激波變?yōu)閬喴羲贇饬鳌?br /> （+）當 " (,-.時，等音速點前移，同時激波后移，于是局部超音速區(qū)擴大。與此同時，表面最低壓力點的局部流速也接近音速。
（/）在 " ),-.以后，下翼面也出現(xiàn)了局部超音速區(qū)和局部激波。當 " (,-.01 ,，.2時，上下翼面激波強度增大，位置后移，局部超音速區(qū)擴大得更快一些。當 " (,-.2時，下表面的局部激波已移到后緣，而上表面的局部激波仍繼續(xù)后移，局部超音速區(qū)繼續(xù)擴大。當 "接近于 時，上翼面局部激波也移至后緣。這時上下翼面幾乎全部為超音速氣流了。
（0）當 " (-/,時，翼型上下表面的局部激波均處于后緣，超音速氣流內的速度更大，局部激波后傾，前緣出現(xiàn)了脫體激波。
二、高速氣流中翼型的空氣動力
-升力系數特性
以上述實驗結果為例，來說明升力系數隨 3。變化的一般趨勢，如圖  4+ 45所示。圖中曲線表明，在飛行 "數逐漸增大的過程中，在亞音速階段，升力系數先是基本不變，隨后有些提高；在跨音速階段，升力系數變化劇烈，有時升高，有時降低；在超音速階段，升力系數則不斷下降。其原因分述如下。
（）亞音速階段：當 " ’,-+時，流過翼型表面氣流屬于不可壓縮性氣流。只要迎角保持不變，其流線譜不隨飛行 "數而改變，作用在翼型上、下表面的壓力系數不隨飛行速度而變化，所以升力系數保持不變。隨著飛行 "數逐漸增大，以至接近臨界 "數時，空氣壓縮性的影響越來越顯著。在高速負壓區(qū)流管 "應當變細（與遠前方比較）時，因它的密度減小體積膨脹，所以就不及不可壓流管 "6變得那么細。反之，在低速高壓段流管截面 7應當變粗時，它又因密度增加而不及不可壓流管 76粗，如圖
　
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