1.升力特性随来流马赫数的变化

图示翼型升力系数随来流马赫数的变化曲线。可见在A点以前和E点之后升力系数Cy分别按亚音速规律和超音速规律变化，即亚音速时Cy 随M∞上升而上升，超音速时

Cy随M∞上升而下降。 来流马赫数从A点增 至B点，由于上翼面 超音速区域不断扩大， 压强降低，导致升力 系数增大。 在B点之

后上翼面激波继续后移，且强度增大，边界层内逆压梯度剧增，导致上表面边界层分离，使升力系数骤然下降，这个由于激波边界层干扰

引起的现象叫做激波失速。

随着马赫数增大，下翼面也出现超音速区和激波且下翼面激波要比上翼面激波更快地移至后缘，使下翼面压强降低，引起升力系数下降至C点。 小结

1.马赫数进一步增大，上翼面激波移到后缘，边界层分离点也后移，上翼面压强继续降低，使升力系数又重新回升到D点。D点之后，翼型前方出现弓形脱体激波，在脱体激波未附体之前，上下翼面压强分布基本不随马赫数而变，但马赫数增大使来流动压增大，所以升力系数仍随马赫数增加而下降。由上可见，在跨音速范围内，翼型升力系数随马赫数的变化是几上几下的。

2.阻力特性随来流马赫数的变化，阻力发散马赫数在M∞小于M

∞

临时，翼型阻力主要是由气流粘性引起，所以阻力系数随M∞的变

化不大。

当来流M∞超过M∞临进入跨音速流后，随M∞增大翼面上超音速区逐渐扩大出现激波产生波阻力，阻力系数增大。当激波越过翼型顶点后，强度迅速加大的激波导致波阻系数急剧增加出现阻力发散现象，因此激波越过顶点时对应的来流马赫数称为阻力发散马赫数

MD。

随M∞继续增大激波继续后移，波前超音速继续膨胀加速，波强继续增大，阻力系数继续增大。当来流M∞接近于1时上下翼面的激波均移至后缘，阻力系数达到最大。

随后，虽然来流M∞继续增大，但由于翼面压强分布基本不变，而来流动压却随M∞增大而继续增大，因此阻力系数逐渐下降。

3. 俯仰力矩特性随来流马赫数的变化

翼型的俯仰力矩特性随M∞变化与压力中心相对位置随M∞的变化密切相关。在亚音速流中，翼型的压力中心在不同M∞下略有变化但变化不大，在弦长1/4上下浮动。当来流M∞超过M∞临后，由于上翼面出现局部超音速区并随来流M∞数增大，低压区随之向后扩展，引起压力中心向后移动，使低头力矩增大。

当M∞继续增大，下翼面也出现局部超音速和局部激波，并且下翼面的局部激波比上翼面后移得快，低压的局部

超音速区向后也扩展得快，所以下翼面后段的吸力迅速增大，使得压力中心前移引起抬头力矩。

由此可见，在跨音速范围内，由于翼面激波的移动使得压力中心位置随之前后剧烈移动，导致翼型纵向力矩发生很大变化。如下图所

示。

4. 超临界翼型的绕流特点和空气动力特性

为了提高翼型阻力的发散马赫数MD，以缓和和延迟翼型气动力特性的剧烈变化而提出了所谓超临界翼型的概念和设计。如图是在设