超声速翼型和亚声速翼型的气动特性

α＝20，马赫数 M∞=0.7~1.2 薄翼型的跨音速流场产生过程，当M∞=1.4时，脱体波向翼型靠近，当M∞=1.6时，头部脱体波变成附体斜激波。

上述流动过程在各个典型马赫数下对应的流动 图画和压强分布如图。

(a)当来流M∞小于临界马赫数时翼面全为亚音速流。(a)当来流M∞逐步增大且略超过临界马赫数时，上翼面某点首先达到音速，并有一小范围超音速区；点划线为亚、超界限：音速线，由于超音速区较小，气流从亚音速到超音速还可光滑过渡无激波，压强分布也无突跃（图a）。

(b) 当来流 M∞继续增大， 上翼面超音速区随之扩大， 由于压强条件所致，超音速 区以局部激波结尾，激波 后压强突跃增大，速度不 再光滑过渡（图b）

(c) 随来流M∞继续增 大，上翼面超音速区范 围继续扩大，激波位置 后移，而下表面也出现 了激波，并且比下翼面 更快移到后缘（图c、d）

这时上下翼面大部分区域都是超音速气流了。由于尾波已在移向下游，上下翼面压强分布不出现突跃。

(d) 当来流M∞>1后，翼型前方出现弓形脱体激波，并且随着M∞增大弓形激波逐步向翼型前缘靠近，如图（e）所示。由于脱体激波的一段是正激波，因此前缘附近某一范围内气流是亚音速流，随后沿翼面气流不断加速而达到超音速；在翼型后缘，气流通过后缘激波而减速到接近于来流的速度；M∞再继续增大前缘激波就要附体，整个流场表为单一的超音速流场如图（f）所示。前缘激波附体时M∞称为上临界马赫数。

介于上临界马赫数与下临界马赫数之间的流动即为跨音速流动。跨音速流动时翼面激波与翼面边界层发生干扰是流场的重要特征之一，将使流动变得更加复杂。如图是对称翼型在跨音速时激波与层流边界层或湍流边界层（由翼面上游干扰射流产生）干扰的情况。

由于激波造成的逆压梯度将通过边界层的亚音速区向上游传播，从而改变翼面压强分布，边界层厚度增大，增厚的边界层反过来又对外流形成一系列压缩波，从而形成λ形激波系。对层流边界层而言向上游传播的距离远，边界层增厚明显，λ波系范围大，增厚的边界层容易发生分离（称为激波诱导分离），使翼型升力下降（即所谓激波失速），阻力增加。

对湍流边界层而言由于层内亚音速区的厚度较薄，逆压扰动向上游传播的范围要小，因而λ波系范围小，且在同样强度激波下不易产生诱导分离。

跨音速流动及压力分布（攻角3.2度），从下到上对应马赫数0.79，0.87，0.94，1.00，从左到右对应翼型

NACA64A006， NACA64A009， NACA64A012。 （高速风洞试验结果）