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甚至飞机本身可能处于亚音速飞行。在某些极端的迎角时，对于某些飞机，机翼上表面的气
流速度可能是飞机速度的两倍。因此飞机上同时存在超音速和亚音速的气流是完全可能的。
当飞机某些位置(如机翼的最大拱形区域)的气流速度达到声速的时候，进一步的加速将导致
空气压缩影响的产生，例如形成冲击波(shock wave)，阻力增加，飞机振动，稳定性以及
控制困难。亚音速流理论在这个点之上的所有速度是完全无效的。如图3-40。
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速度范围
声音速度随温度而变化。在标准的15 摄氏度温度条件下，海平面的声速是661 节。在4
万英尺，那里的温度是-55 摄氏度，声速降低到574 节。在高速或者高高度飞行时，速度
的度量是用“马赫数”这个术语来表示的。马赫数是飞机的真空速和相同大气条件下声音速度
的比值。如果飞机以声速飞行，那么它的马赫数为1.0。飞机速度制定义如下：
亚音速(subsonic)：0.75 马赫以下
跨音速(transonic)：0.75 到1.20 马赫
超音速(supersonic)：1.20 到5.00 马赫
高超音速(hypersonic)：5.00 马赫以上
而跨声速和超音速范围通常出现在军用飞机上，民用喷气飞机通常的运行在巡航速度范围
0.78 到0.9 马赫之间。飞机机翼的任何部分的气流速度第一次达到(但是不超过)1.0 马赫
称为飞机的临界马赫数(Mach Crit)。因此，临界马赫数是亚音速飞行和跨音速飞行的边界，
也是跨音速飞行中遇到的所有压缩影响的重要参考点。冲击波，振动和气流分离发生在临界
马赫数以上。典型的喷气式飞机巡航于或靠近它的临界马赫数时达到最高效率。超出临界马
赫数5%-10%的速度时压缩性影响开始发生。阻力开始快速增加。随阻力的增加同时飞机
发生振颤，平衡和稳定性发生变化，控制面的有效性也降低。这叫阻力发散点，是选择高速
巡航操作的典型速度。在超出高速巡航的某个点是涡轮动力飞机的最大运行极限速度：
Vmo/Mmo。如图3-41。
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Vmo 是以节为单位的最大运行速度，这个速度限制空气压力对结构的反作用力，预防飞机
颤动。Mmo 是以马赫数表示的最大运行速度。飞机不应该超出这个速度飞行。这样做会遇
到压缩性的完全影响的风险，包含可能失控。
马赫数和空速
特定飞机的速度如临界马赫数或者最大运行马赫数发生在一个给定的马赫数。而真空速
(TAS)随外部空气温度的变化而变化。因此，对应于特定马赫数的真空速可能有相当的变化
(多达75-100 节)。当一架飞机以恒定马赫数巡航进入一个空气温度较高的区域，真空速和
需要的燃油都增加，航程会降低。相反的，当进入较冷温度的区域，真空速和需要的燃油降
低，航程增加。
一架运行在高海拔高度的飞机，任何给定马赫数时的指示空速(AIS)随某高度层之上的高度
增加而降低。相反情况发生在下降时。通常的，爬升和降落在低高度时是用指示空速来完成
的，而在较高高度时是用马赫数完成的。
和运行在低高度时不同，喷气飞机的失速指示空速随高度的增加而明显增加。这是因为一个
事实，即真空速随高度而增加。在高的真空速时，空气压缩导致机翼上和皮托管系统中的气
流畸变。同时，以最大运行马赫数表示的指示空速随高度而降低。最终，飞机将达到一个高
度，在那里真空速和最大运行马赫数之间只有很小差别或者相等。
边界层
空气有粘度，在翼面流动时会遇到阻力。气流的粘度特性会降低翼面上局部的速度，也是蒙
皮摩擦阻力的原因。当空气通过机翼表面时，最接近翼面的空气粒子趋于静止。后一层粒子
速度减低，但是没有停止。在距离翼面很小但是可以度量的范围内，空气粒子以自由流动速
度运动。翼面的气流层由于空气的粘性而速度降低或者停止，这个气流层称为边界层。一架
飞机上典型的边界层厚度范围从靠近机翼前缘的几分之英寸小到大飞机末尾的12 英寸，如
波音747。
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有两种不同类型的边界层流：层流和紊流。层流边界层是非常平滑的气流，而紊流边界层包
含漩涡和逆流。层流产生的表面摩擦阻力比紊流少，但是稳定性低。翼面上的边界层流开始
是平滑的层流。当气流从前缘继续向后，层流边界层的厚度增加。从前缘向后的一段距离开
始，平滑的层流开始分散过度成为紊流。从阻力的观点看，让层流到紊流的过渡区尽量朝机
翼后面靠是明智的，或者让机翼的很大部分面积处于边界层的层流部分范围内。然而，能量
低的层流比紊流更会突然分散。
另一个和粘性气流有关的现象是分离。分离发生在当气流突然从机翼离开时。自然的过程是
从层流边界层到紊流边界层，然后再变为气流分离。气流分离产生很大阻力，极大的破坏升
力。边界层分离点随着机翼迎角的增加而沿机翼向前移动。如图3-42
涡流发生器用于延迟或者避免在跨音速飞行时遇到的冲击波诱导边界层分离。涡流发生器是
小的低反弦角比机翼，相对于气流的迎角为12 度到15 度。它们通常在副翼或者其它控制
面之前距机翼几英寸距离。涡流发生器产生涡流，它把边界层流和靠近翼面之上的高能量气
流混合。这就产生较高的表面速度，同时增加了边界层流的能量。因此，要导致气流分离就
需要更强烈的冲击波。
冲击波
当飞机飞行在亚音速速度时，飞机前面的空气通过声速传播的压力变化而知道后面有飞机要
来。因为这个预告，在飞机到达前空气开始朝两边移动，这样让飞机很容易的通过。当飞机
速度达到声速时，飞机前面的空气就不能预告飞机的到来了，因为飞机总是以相同的速度跟
随自己的压力波。更合适的说法是，在飞机前面的空气粒子的挤压导致飞机前面气流速度的
急剧下降，相应的增加了空气压力和密度。
当飞机速度增加超过声音速度是，受压缩的空气的压力和密度继续增加，飞机前面受压缩的
区域持续的扩大范围。在气流中的某一点，空气粒子完全不受扰动，不能提前预知飞机的接
近，在紧接着的瞬间，相同的空气粒子被迫承受温度，压力，密度和速度突然剧烈的变化。
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