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些膨的马赫波将形成一个扇形膨胀区域。气流通过扇形区时，连续不断地进行胀，气
流方向不断偏转，最后与转折点后的物面平行。
综上所述，由于空气的可压缩性，在超音速时，气流因阻滞而产生激波，因膨胀而
产生膨胀波。或者说，激波是超音速气流减速时通常产生的现象；膨胀波是超音速气
流加速时所必然产生的现象。激波使波前、波后参数发生突跃式变化，气流穿过，激
波时受到突然的压缩，压强、密度和温度升高，而速度和马赫数下降；而膨胀波波前、
波后参数发生的是连续变化。此外，两者还有一个区别，即激波虽然厚度很小（大约
为 -" ./量级），但气流经过激波时，在激波内部气体黏性引起的内摩擦却很强烈，
气流的部分机械能会因消耗于摩擦而变成热能而使自身温度急剧升高（这种现象常
被称为气动力加热），而膨胀波没有上述损失。这种损失类似于附面层，因气体黏性
使气体动能变成了热能，造成了动能损失，通常把这一损失所引起的阻力称为激波阻
力，简称波阻。
由于气体的可压缩性，因而扰动传播是一个有限值。对于微弱扰动来说，传播速
度为音速 *；在超音速飞行时，对于强扰动来说，传播速度大于 *。所以在亚音速气流（(0*）和超音速气流（(,*）分别流过一个翼型时，将出现不同的绕流。在亚音速气流中，扰动可以到达翼型四周的全部空间，在气流没有到达翼型之前，已经感受到它的扰动，因此气流在离机翼很远处就会发生变形。在超音速气流中，翼型引起的扰动，只能在马赫锥内传播而不能逆气流上游传播，所以超音速气流不能在强扰动的界 •1•
限波（激波）之前发生变形，而只能在翼型前缘产生的头部激波后才能突然变形。
第三节 高速气流中作用于翼型上的空气动力
一、翼型上局部激波的形成和发展
"流过翼型气流速度范围的划分，临界马赫数
当气流绕过翼型时，由于上翼面突起而流管收缩，局部流速加快而大于远前方的来流速度（ %），局部流速的加快必然引起局部温度降低，因而音速 &（ & ’()
*）下降。当 %增加时，翼型上各点的 +也在改变。当翼型上最大速度 ,&-。点增加到等于当地音速 &时，远前方来流速度 %就叫做此翼型的临界速度（或称下临界速度），以 临表示之。此时远前方的 .&% ’ %/&%叫做下临界马赫数（ &%为远前方气流的音速），以 .&临表示。
当 % 0下临时，整个翼型上每点的流速都小于相应点的音速，因而整个翼型处于亚音速流动状态。
当 %继续增加，翼型上的 ,12点的流速等于该点的当地音速时，则整个翼型上每点的速度均大于各对应点的当地音速，此时翼型处于超音速流动状态。对应于 ,12 ’ &的 %叫做上临界速度，以 上临表示，此时远前方的凡 .&% ’%/&%叫做上临界马赫数，以 .&上临表示之。
当 .&%大于 .&临而小于 .3上临时，翼型上有部分超音速流动区，部分亚音速流动区，此时翼型是处于跨音速流动状态。显然，翼型 临和 上临的大小和翼型的相对厚度 4；翼型的相对弯度 5及迎角 有关。
(局部激波的形成
飞行 .&数超过临界 .&数以后，在翼型上表面等音速点后面，由于翼型表面的连续外凸，流管扩张，空气膨胀加速，出现局部超音速区。在超音速区内，压力不断降低，比来流 6%小得多，但翼型后边的压力却接近于 7%。这种压力差必然从翼型表面的后部以压力波形式逆气流向前传播。当压力波往前传到某一位置时，压力增量虽未减小到趋近于零，压力波传播速度却已降低到与该处的局部超音速气流速度相等，于是压力波就稳定在这一个位置上。在 8面处，压力增量有一定数值，前后气流参数具有一定数值的突危然变化，所以， 8面成为局部超音速气流参数突然变化的分界面，形成局部激波。
9局部激波的发展
设翼型以正迎角在空气中运动，它的上表面的局部流速比下表面快些，所以首先
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达到和超过局部音速，从而出现局部超音速区和局部激波。随着 "的不断增大，翼型下表面的局部流速也会超过局部音速而出现局部超音速区和局部激波。当 "超过 以后，翼型的前缘还会出现头部激波，此时翼型上、下表面的局部激波将移到后缘，形成尾部激波。
为了便于了解机翼局部激波发展的一般规律，取一个接近对称的薄翼型，保持 %&的迎角进行实验，观察在 "由小变大的过程中，翼型局部激波的发展趋势。（）当 " ’"临时，翼型上下表面的气流全为亚音速，而到 (临时，翼型上表面最低压力点的流速等于当地音速。
（%）在 " )"临以后，在翼型上表面等音速点的后面，流管变粗，空气膨胀加速，因而出现局部超音速区。在此超音速区内，压力不断降低，但翼型后边的压力接近 *。此时，超音速气流要提高压力，必然出现压力突增的分界面，这就是局部激波，气流通过激波变为亚音速气流。
（+）当 " (,-.时，等音速点前移，同时激波后移，于是局部超音速区扩大。与此同时，表面最低压力点的局部流速也接近音速。
（/）在 " ),-.以后，下翼面也出现了局部超音速区和局部激波。当 " (,-.01 ,，.2时，上下翼面激波强度增大，位置后移，局部超音速区扩大得更快一些。当 " (,-.2时，下表面的局部激波已移到后缘，而上表面的局部激波仍继续后移，局部超音速区继续扩大。当 "接近于 时，上翼面局部激波也移至后缘。这时上下翼面几乎全部为超音速气流了。
（0）当 " (-/,时，翼型上下表面的局部激波均处于后缘，超音速气流内的速度更大，局部激波后倾，前缘出现了脱体激波。
二、高速气流中翼型的空气动力
-升力系数特性
以上述实验结果为例，来说明升力系数随 3。变化的一般趋势，如图 4+ 45所示。图中曲线表明，在飞行 "数逐渐增大的过程中，在亚音速阶段，升力系数先是基本不变，随后有些提高；在跨音速阶段，升力系数变化剧烈，有时升高，有时降低；在超音速阶段，升力系数则不断下降。其原因分述如下。
（）亚音速阶段：当 " ’,-+时，流过翼型表面气流属于不可压缩性气流。只要迎角保持不变，其流线谱不随飞行 "数而改变，作用在翼型上、下表面的压力系数不随飞行速度而变化，所以升力系数保持不变。随着飞行 "数逐渐增大，以至接近临界 "数时，空气压缩性的影响越来越显著。在高速负压区流管 "应当变细（与远前方比较）时，因它的密度减小体积膨胀，所以就不及不可压流管 "6变得那么细。反之，在低速高压段流管截面 7应当变粗时，它又因密度增加而不及不可压流管 76粗，如图
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飞机检测与维修实用手册 1(15)
