图 " "% &’ "()图
"*所示。可压缩流的流线弯曲程度比不可压时大，从产生扰动影响这个观点来看，这好比是在不可压缩流动中出现了一个厚度（当 &’ +,时）或弯度（当 &’ -,时）较大的翼型。由理论计算可知：
&’可 + &’不（ " "）
" ()*
.
因此，这就是在考虑了空气的压缩性后，速度又在 (/临之前的升力系数不断上升的原因。
（*）跨音速阶段：在跨音速阶段，随着 ()数增大，升力系数先增大，随后减小，接着又增大。其所以如此变化，根本原因在于机翼上、下表面出现了局部超音速区和局部激波。另外，机翼上、下表面局部超音速气流出现的先后和扩张的快慢不一样，所以上、下表面压力降低参差不齐，这就造成了跨音速阶段升力系数的剧烈变化。
在 (). -()临以后，由于上翼面出现了超音速区，致使吸力增大，虽然局部超音速区激波后的压力提高一些，但由于波前吸力的增加大于波后吸力的损失，所以 &’随 ()数的增加而增加，直到 &点，即图 " "中的 0&段。
"在 ()-()1以后，上翼面的局部激波强度变强，波后吸力损失加大。与此同
.
时，下翼面也出现超音速区，并扩张得比上翼面迅速，产生向下的附加吸力。这样机翼上下翼面的压力差减小，导致升力系数下降，即图 " "中的 &2段。 当 ()-()2，以后，下翼面局部激波移至后缘，而上翼面局部激波则继续缓慢
.
后移，超音速区继续扩大，因而上翼面吸力继续加大，于是上下翼面的压力差不断提高，升力系数重新增大，如图 " "中的 23段。另外，在跨音速飞行阶段的压力中心忽前忽后的变化，使飞机的平衡、稳定和操纵很容易出问题，稍微不慎，就会失事。（）超音速阶段：所谓超音速阶段，是指 () -()上临以后的 ()数范围，整个翼型附近全部为超音速气流。在这一速度下采用的翼型大部分为对称薄翼型，而且使用
•4•
迎角很小，所以在计算时可以把它看作是一个子板，然后再对它进行厚度修正。为了说明超音速翼型的空气动力，下面以平板为例进行讨论。
图 " "%超音速流线谱及压力分布
超音速气流流过平板时的流线谱与压力分布如图 " "所示，当超音速气流以迎角 "流过薄平板时，气流在前缘分为上、下两支。在上表面，气流向外转折，气流膨胀加速，经膨胀后，则以不变的速度沿平板表面流去；在下表面，气流向内转折，产生斜激波，气流通过斜激波后，则保持较小的速度，沿平板表面流去。在平板后缘，情况正好相反，上表面产生斜激波使气流减速，下表面则使气流膨胀增速。之后，上下表面气流汇合并沿原来的方向流去。
上表面的流速大于末受扰动的气流速度，故其压力减小；而下表面的流速小于未受扰动的气流速度，故其压力增大。由于在乎板上各点的流速值均保持不变，故表面上的压力值沿平板也不变化。由此可见，平板上的总气动力只作用于平板弦线的中点上。其方向基本上与平板垂直。平板的压力中心在弦线的中央，即
&压 ’ () *+
&压 ’()*（""）} 平板上空气动力的简单计算高速飞行时， ,很小，可以把超音速气流流过平板情况当作小角转折来处理，即上表面的气流是小角向外转折，而下表面的气流是小角向内转折。理论上可推得
-’
0,/" 12"（ " "3）
.
根据这个关系式，在 0, 40,上临后，随着 0,数的增加， -.值下降（见图 " "
5）。
1)阻力系数特性
飞行 0,数超过 0,临以后，机翼的阻力急剧增大。这是因为在机翼上、下表面出现了局部超音速区和局部激波，而在飞行速度超过音速以后，机翼前缘又产生了头
•3•
部激波。机翼这种由于出现激波而额外产生的阻力，叫做波阻。与波阻对应的阻力系数叫做波阻系数。
图 " "%激波对翼型压力差的影响
（）波阻：现通过气流以超过临界 & ’(数的速度流过一个迎角为零的对称翼型的情况来说明波阻的产生。此时翼型上的压力分布如图 " "所示。上翼面上表示了翼型附近局部超音速区以及激波，下翼面上表示了压力分布。在前驻点处压力最大，然后随着流速增大，压力降低。在 )处速度达到音速值，激波在 *处出现，该处压力突增，速度突降至亚音速。压力分布如图中 +,*-.折线所示。如果是理想情况，则没有激波，即没有动能损失，进行连续减速，压力分布如图中 +,-/./曲线所示。从图可见激波出现，翼型后半部的压力比无激波时低，因而产生了附加的压差阻力。
上面说的是波阻的一部分，如果局部激波与附面层之间的干扰引起了附面层分离，又会使气流的能量受到损失，它也使得机翼前后压力差增大形成附加阻力。通常所谓波阻是指激波本身和激波分离而引起的压差阻力之和。
超音速气流流过机翼表面时，附面层气流按其速度大小可分为两层，最贴近机翼表面的亚音速底层和稍靠外的超音速外层。在这两层分界线上，空气以音速流动。因为在亚音速气流中不会有激波存在，所以局部激波只能达到附面层的超音速外层。当激波前后压力差很大时，激波后的压力增高使得附面层底层的气流倒流，形成在激波处的气流分离。这就是激波与附面层之间干扰而引起的附面层分离。顺便指出，这一分离现象不仅使得阻力系数急剧增加，而且还使得升力系数 01下降。这种现象称为激波失速。
可见在 23 423临以后，机翼的阻力除了型阻（摩擦阻力与压差阻力的统称）以外，还要加上波阻，即 565型 75波（ " "8）对应的阻力系数为 09 609型 7 09波（ ":）
其中 % 09波 6 5波； <;
=>
;
•8•
波 —
—波阻；
"波———波阻系数。
（）阻力系数随飞行 %&数的变化：根据上述讨论，若将机翼固定在 & ’(迎角下，随飞行 %&数增加，它的阻力系数 "的大致变化趋势如图 ) *+ *,所示。现分段说明如下。
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