超声速翼型和亚声速翼型的气动特性

1.马赫锥的概念

超声速流场内从任一点P作两个与来流平行的马赫锥，P点上流的称为前马赫锥，下流的称为后马赫锥，如图：

马赫锥的半顶角为马赫角：

马赫锥所围区域称为P点的依赖去，在该马赫锥内所有的扰动源都能对P产生影响。

超声速机翼不同边界对机翼绕流性质有很大影响，从而形象机翼的气动特性，因此必须将机翼的边界划分为前缘、后缘和侧缘。

机翼与来流放心平行的直线首先相交的边界为前缘，低二次相交的边界为后缘，与来流平行的机翼为侧缘。是否前缘、后缘或侧缘自然还与来流与机翼的相对放心有关。

如果来流的相对于前（后）缘的法向分速小于音速，则称该前（后）缘为亚音速前（后）缘；反之如来流的相对于前（后）缘的法向分速大于音速，则称该前（后）缘为超音速前（后）缘。超声速前缘和亚声速前缘的几何关系见下图，当来流马赫线位于前缘之后即为超音速前缘，之前为亚音速前缘:

2.流区和三维流区

在超音速三维机翼中仅受单一前缘影响的区域称为二维流区（每点的依赖区只包含一个前缘），如下图中阴影部分所示。其余非阴影部分为三维流区，其影响区包含两个前缘（或一前缘一侧缘或还含后缘）。

有限翼展薄机翼的超音速绕流特性

有限翼展薄机翼的超音速绕流特性与其前后缘性质有很大关系，后掠机翼随来流马赫数不同可以是亚音速前（后）缘，亚音速前缘超音速后缘或超音速前（后）缘，如图：以平板后掠翼为例，亚音速前缘时，上下翼面的绕流要通过前缘产生相互影响，结果垂直于前缘的截面在前缘显示出亚音速的绕流特性（图a）。

如果是亚音速后缘，则垂直于后缘的截面在后缘也要显示出亚音速的绕流特性：流动沿平板光滑离开以满足后缘条件（图b）。

如果是超音速前、后缘，则上下表面互不影响，垂直于前、后缘的截面显示出二维超音速平板的绕流特性：流动以马赫波为扰动分界（图c、d）。

如图是垂直于前缘的截面上压强分布。对于亚音速前、后缘，压强分布在前缘处趋于无限大，后缘处趋于零（图a）；亚音速前缘和超音速后缘时，前缘处趋于无限大，后缘处趋于有限值（图b）; 超音速前缘和超音速后缘时，前后、缘处压强系数均为有限值（图c）;