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未受扰动的空气和受压缩的空气区域之间的边界称为冲击或者压缩波。
无论何时方向不变的超音速流降低到亚音速流都会形成相同类型的波，例如当气流在机翼的
拱形部分加速到声速，然后在通过最大拱形区域后降低到亚音速。将会在超音速和亚音速范
围的边界形成冲击波。
无论何时，形成和气流垂直的冲击波称为正常冲击波，紧随冲击波之后的气流是亚音速的。
通过正常冲击波的超音速气流将发生这些变化：
气流减速到亚音速
紧随冲击波之后的气流方向不变
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波之后气流的静压和密度大大增加
气流的能量(用总压表示，等于动压加静压)大大降低
冲击波结构导致阻力增加。冲击波的主要影响之一就是紧随波之后形成厚的高压力区域。高
压区域的不稳定性，和气流通过冲击波时它的速度能量部分的转换成为热量，这是阻力增加
的部分因素，但是气流分离引起的阻力要大的多。如果冲击波很强烈边界层可能没有足够的
动能来阻止气流分离。在跨音速区域由于冲击波结构和气流分离导致的阻力称为波阻力。当
速度超过临界马赫数大约10%的时候，波阻力急剧增加。这样就需要增加相当大的推力以
增加飞行速度来跨越这个点进入超音速区域，这个区域依赖于翼形和迎角，边界层可能再次
附着在机翼上。
正常冲击波首先在机翼的上表面形成。然而，随着马赫数的进一步增加，上表面的超音速区
域会扩大，在下表面形成另外一个超音速流区域和一个正常冲击波。当飞行速度接近声速时，
超音速流的区域继续扩大，冲击波向后移动靠近机翼后缘。如图3-43。
伴随阻力增加出现的是抖振(称为马赫抖振)，配平和稳定性，以及控制力有效性的降低。气
流分离导致下洗流的损失和机翼上压力中心的位置变化，进而使升力损失。气流分离在机翼
后面产生的湍流尾流使得飞机尾部控制面振动。水平尾翼提供的机头上仰和下俯配平控制和
机翼后面的下洗流有关。这样，减弱的下洗流降低了水平尾翼的配平控制有效性。机翼压力
中心的运动影响机翼的配平力矩。如果压力中心向后移动，就会产生称为马赫俯冲(Mach
tuck)或者突然下俯(tuck under)运动,如果中心向前移动，就会产生机头上仰运动。这是
很多涡轮机动力飞机发展T 形尾翼结构的主要原因，它把水平尾翼面安装的尽可能远离机
翼产生的湍流。
后掠角
跨音速飞行的大多数困难都和冲击波诱导的气流分离有关。任何延迟或者减轻冲击波引起的
气流分离的方法都会改进气动性能。一个方法是机翼的后掠角。后掠角理论基于一个认识，
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即影响压力分布和冲击波形成的只有垂直于机翼前缘的气流分量。如图3-44。
在直线机翼的飞机上，气流呈90 度角冲击机翼的前缘，它的全部冲击产生压力和升力。同
样的气流冲击后掠角形机翼时的角度小于90 度。后掠翼上的气流会让机翼”认为”自己飞行
的比真实速度慢，因此冲击波的形成就被延迟了。机翼后掠角的优势包含增加了临界马赫数，
力发散马赫数，阻力最高点的马赫数。换句话说，后掠角推迟了压缩性影响的发生。
导致阻力系数急剧变化的马赫数称为力发散马赫数，对于大多数机翼而言，通常超过临界马
赫数的5%到10%。在这个速度，冲击波结构引起的气流分离引发阻力，升力或者配平力
矩系数的重大变化。除了延迟压缩影响的发生外，后掠角海降低了阻力，升力或者力矩系数
变化幅度。也就是说，后掠角的应用会”软化”力发散。
后掠翼的一个缺点是它们趋于在翼尖失速而不是在机翼根部失速。如图3-45。这是因为边
界层趋于沿翼展方向朝翼尖流动，然后在靠近前缘处分离。因为后掠翼的翼尖处于机翼的后
面部分(位于升力中心之后)，翼尖失速会导致升力中心在机翼上向前移动，迫使机头进一步
抬升。当机翼后掠和锥形结合时，翼尖失速的趋势最大。
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失速状态可能由于T 形尾翼配置而变的更加严重，T 形尾翼在尾部翼面发生振动的时候提供
的失速前告警很少或者没有。如图3-46。
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T 形尾翼处于机翼伴流之上，即使机翼开始失速时，也仍然有效，会让飞行员无意识的驱动
机翼以大得多的迎角进入更严重的失速。如果水平尾翼控制面沉没在机翼伴流中，升降舵将
完全失去效能，将不可能通过降低配平姿态而改出失速。在失速前和即刻失速后状态，后掠
翼飞机的升力/阻力性质会导致飞行航迹愈加下降且飞行姿态不变，迎角进一步增加。这种
情况下，没有可靠的迎角信息，逐渐加速的俯冲配平姿态不能保证失速改出已经有效，这时
的升降舵向上运动只能让飞机失速。
在极端抬头姿态失速时的机头恶意上仰使失速改出困难而激烈是T 型尾翼飞机的一个特性。
操纵杆推进器禁止这种类型的失速。大约在失速速度的一节之上，预先编程的操纵杆力自动
地向前移动操纵杆，阻止失速的发展。也可能会有一个重力加速度限制器配合这个系统来阻
止操纵杆推进器引起的机头下俯产生的飞机负载过量。【操纵杆推进器是帮助克服失速的，
所以要设定向前推操纵杆以降低机头，但是又可能使得机头降低过量引起载荷因子增加，所
以加速度限制器又是阻止机头过分降低而引起飞机过载。】 另外，当空速超出失速速度
5%-7%时操纵杆振动器会提供失速告警。
马赫振动边界层
到目前为止，只讲解了过大速度引起的马赫振动。必须记住，马赫振动是机翼上气流速度的
一个函数，而不一定是飞机的速度。任何时候不管机翼上过大的升力是由过快的空速还是由
接近最大运行速度时的过高迎角引起的，都会发生高速振动。但是，也有些时候在低得多的
速度时发生振动，称为“低速马赫振动”。
能导致低速马赫振动的最可能情况是 飞机由于它的重量和高度迫使其处于大迎角飞行而速
度太低时。这个非常高的迎角将会把机翼上表面的气流速度增加到同一点，这一点和高速振
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