特性

气流流经机翼表面时某些点的速度会大于自由流的速度。当翼型表面任一点达到当地声速时，其飞行马赫数称为临界马赫数。相对厚度大的翼型的临界马赫数低于相对厚度小的薄翼型。

翼型的相对厚度直接影响到阻力、升力、失速特性，甚至结构重量。相对厚度对亚声速飞行的影响是阻力随相对厚度增加而增大，这主要是由气流的分离造成的；对最大升力与失速特性的影响主要来自于翼型前缘的形状；相对厚度对结构重量的影响是由于薄翼结构高度小需付出更大的重量代价，统计表明，结构重量与相对厚度的平方根成反比。

用于超声速飞行的翼型有菱形、六面形以及双弧形。由于飞机要在低速到高速的整个范围内使用，翼型的选用必须兼顾低速与高速特性。采用后掠翼可使超声速飞机飞行时保持亚声速前缘，所以大多数超声速飞机采用小钝头的亚声速翼型。2

靠近翼面的气流，通过激波后，将偏转到与前缘处翼型的切线方向一致，随后气流沿翼型表面的流动相当于绕凸曲面的流动，通过一系列膨胀波而连续膨胀。从翼型前部所发出的膨胀波，将与头部激波相交，激波强度受到削弱，使激波相对于来流倾角逐渐减小，最后退化为马赫波。

当上下翼面的超音速气流流到翼型的后缘时，由于上下气流的指向不一致(两者之差为后缘角)，且压强一般也不相等，故根据来流迎角情况，在后缘上下必产生两道斜激波(或一道斜激波和一组膨胀波)，以使在后缘会合的气流具有相同的指向(近似地认为等于前方来流的方向)和相等的压强。后缘激波同佯也要被翼面的膨胀波所削弱，最后退化为马赫波。

翼面压强在激波后为最大，以后沿翼面经一系列膨胀波而顺流逐渐下降。由于翼面前半部的压强大于后半部的压强，因而翼面上压强的合力，在来流的方向将有一向后的分力。此即波阻力，简称波阻。

当翼型处于小的正迎角时，由于上翼面前缘的切线相对于来流所组成的凹角，较下翼面的为小，故上翼面的激波较下翼面的为弱，其波后马赫数较下翼面为大，波后压强较下翼面为低，所以上翼面的压强将小于下翼面的压强，压强的合力在与来流相垂直的方向上将有一分力，此即升力。3

薄翼型理论理想不可压流体流过一个翼型，如果除迎角不大以外翼型的厚度和弯度也很小，流场是小扰动位流场，所以翼面上的边界条件以及压强系数可以线化，厚度、弯度和迎角的影响可以分开考虑。翼型的这种位流解法在空气动力学上称为薄翼型理论。3

气动特性亚声速流绕薄翼型的流动特点图为低速不可压流与亚声速可压流绕翼型流场的大致情况。其中，虚线为低速不可压流动的流线，实线为亚声速可压流动的流线。从图上看到，两者的流动图画并无本质差别，所不同的是，在翼型上、下流管收缩处，亚声速可压流的流线在竖向受到的扰动的扩张，要比低速不可压流的流线大，为了解释这个问题，不妨取AA，BB两流线之问的流管用一维等熵流动的原理进行分析。

薄翼型亚声速的绕流图画，与不可压流的绕流图画相比，在流动性质上并无本质不同，仅在数量之间具有一定的差别。当比较可压流线化方程与不可压流拉普拉斯方程时，发现两者仅相差一个常数因子，因此数学上可通过适当的坐标变换，将线化方程化为拉普拉斯方程，并将边界条件和压强系数进行相应变换，以建立两流场间的联系，这样就把求解线化方程满足边界条件的问题变为求解拉普拉斯方程满足边界条件的问题。4

超声速流绕薄翼型的流动特点在超声速风洞实验中观察到，超声速气流流过物体时，如果物体头部钝粗．在物体前面将产生一道脱体激波。由于脱体激波中有一段强度较大的正激波，物体将承受较大的激波阻力。因此，为了减小激波阻力，超声速翼型前缘最好做成尖的，如菱形、四边形和双弧形等。现以双弧形翼型为例，来说明翼型超声速绕流的特点。

如果迎角a小于翼型前缘半顶角，则气流流过这样的翼型时，在前缘处相当于绕凹角流动，因此在前缘处将产生两道附体的斜激波。由于上、下翼面气流相对于来流的偏转角不同，所以上、下翼面的激波强度和倾角也不相同。

靠近翼面的气流通过斜激波后，将偏转到与前缘处翼型的切线方向一致，随后气流沿翼型表面的流动相当于绕凸曲面的流动，通过一系列膨胀波而连续膨胀。从翼型前部所发生的膨胀波，将与头部激波相交，并削弱激波，使激波相对于来流倾角逐渐减小，最后退化为马赫波。当上、下翼面的超声速流流到翼型的后缘时，由于上、下气流的指向不一致(两者之差为后缘角)，且压强一般也不相等，根据来流迎角情况，在后缘上、下会产生两道斜激波，或一道激波和一组膨胀波，以使后缘汇合的气流具有相同的指向(近似地认为等于前方来流方向)和相等的限强。后缘激波同样地也要被翼面上的膨胀波所削弱．最后退化为马赫波。

翼面压强在激波后为最大，以后沿翼面经一系列膨胀波，而顺流逐渐下降，由于翼面前半段压强高于后半段压强，因而翼面上压强的合力在来流方向将有一分力。因为这种阻力是由于激波出现而成的，故称为波阻。

当翼型处于小的正迎角时，由于上翼面前缘切线相对于来流所组成的凹角比下翼面的大，放上翼面的激波较下翼面的弱，其波后的马赫数上翼面较大，波后压强较下翼面低，所以上翼面的压强将小于下翼面的压强，压强的合力在与来流向垂直的方向上将有一分力，即升力。4