时，前方的压力波会叠在一起使阻力急剧增加至亚音速时的3倍，这就是“音 障”。 Pressure Waves Shock Wave Supersonic in Subsonic Flight at Mach One Shock Cone 随着飞机速度的增加，飞机对前方空气压缩形成的压力波不断被压紧，在音速的时候被压到 一起，阻力急剧增加。超过音速后，飞机把压力波甩到身后，阻力反而减小 Tho“Sound Barrie' Due to wave drag coefficient 标平票年一 -Drag divergence Mach number 1.0 Mach number 阻力在音速达到最高 当速度继续增加至1.2倍音速以上时，飞机“跑”到压力波前面去了，这时 的速度是原来的一倍，阻力却只增加30-50%。这样看来，音速显然是一道坎， 跨过去了，超音速阻力反而下降。 为了减小跨音速激波阻力的影响，NASA物理学家Richard Whitcombe 于1955年提出跨音速面积率-为了避免跨音速时额外的阻力，飞行器沿前进 轴线的截面积应该均匀改变，这就是著名的跨音速面积率，也是超音速飞机“蜂 腰"的来源。在运用了超音速面积率后，战斗机的最大速度从Mach1提升到了 Mach2甚至Mach3,超音速飞行再也不是一件困难的事情。时，前方的压力波会叠在一起使阻力急剧增加至亚音速时的 3 倍，这就是 音“ 障 。” 随着飞机速度的增加，飞机对前方空气压缩形成的压力波不断被压紧，在音速的时候被压到 一起，阻力急剧增加。超过音速后，飞机把压力波甩到身后，阻力反而减小 阻力在音速达到最高 当速度继续增加至 1.2 倍音速以上时，飞机 跑 到压力波前面去了，这时 “ ” 的速度是原来的一倍，阻力却只增加 30-50%。这样看来，音速显然是一道坎， 跨过去了，超音速阻力反而下降。 为了减小跨音速激波阻力的影响， NASA 物理学家 Richard Whitcombe 于 1955 年提出跨音速面积率--为了避免跨音速时额外的阻力，飞行器沿前进 轴线的截面积应该均匀改变，这就是著名的跨音速面积率，也是超音速飞机“蜂 腰”的来源。在运用了超音速面积率后，战斗机的最大速度从 Mach1 提升到了 Mach2 甚至 Mach3， 超音速飞行再也不是一件困难的事情