航空概论第二章.docx

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航空概论第二章

第2章飞行原理

2.1空气的基本性质

2.1.1大气飞行环境

飞行器在大气层内飞行时所处的环境条件，称为大气飞行环境。

包围地球的空气层（即大气）是航空器的唯一飞行活动环境，也是导弹和航天器的重要飞行环境。

大气层无明显的上限，它的各种特性在铅垂方向上的差异非常明显。

以大气中温度随高度的分布为主要依据，可将大气层划分为对流层、平流层、中间层、热层和散逸层（外大气层）等5个层次。

航空器的大气飞行环境是对流层和平流层。

1.对流层

对流层是地球大气中最低的一层。

其厚度随纬度和季节变化，一般低纬度地区平均为16～18公里；中纬度地区平均为10～12公里；高纬度地区平均为8～9公里。

（1）对流层中气温随高度增加而降低。

平均每增高100米，气温下降0.65K。

（2）对流层集中了几乎全部的水汽，是天气变化最复杂的层次，也是对飞行影响最重要的层次。

飞行中所遇到的各种重要天气现象几乎都出现在这一层中，如雷暴、浓雾、低云幕、雨、雪、大气湍流、风切变等。

（3）由于受地面情况和地形的影响，对流层中有水平风和垂直风，而垂直风对飞机的飞行不利。

（4）对流层集中了全部大气约四分之三的质量

2.平流层

平流层位于对流层顶之上，顶界伸展到约50～55公里。

（1）在平流层内，随着高度的增加气温最初保持不变或微有上升，到25～30公里以上气温升高较快，到了平流层顶气温约升至270～290K。

平流层的这种气温分布特征同它受地面影响小和存在大量臭氧有关。

（2）在平流层中，空气的垂直运动远比对流层弱，基本上只有水平风而无垂直风，飞机飞行平稳。

（3）平流层水汽含量也较少，天气变化小，对飞行有利。

（4）平流层大气质量约占整个大气的四分之一。

3.中间层

中间层从平流层顶大约50～55公里伸展到80公里高度。

这一层的特点是：

气温随高度增加而下降，空气有相当强烈的垂直运动。

在这一层的顶部气温可低至160～190K。

4.热层

热层的范围是从中间层顶伸展到约800公里高度。

热层的一个特征是气温随高度增加而上升。

另一个重要特征是空气处于高度电离状态。

5.散逸层

散逸层又称逃逸层、外大气层，是地球大气的最外层，位于热层之上。

那里的空气极其稀薄，同时又远离地面，受地球的引力作用较小，因而大气分子不断地向星际空间逃逸。

航天器脱离这一层后便进入太空飞行。

2.1.2大气的物理性质和理想气体

1.大气的物理性质

大气的物理性质包括大气的温度、压强（也常常称为压力）、密度（或比重）、音速、粘性和压缩性等方面。

空气的粘性，是空气自身相互粘滞或牵扯的特性。

从本质上讲，粘性是流体内相邻两层间的内摩擦。

空气的粘性很小，不易觉察。

把手浸入水中，抽出时就会有水珠粘附在手上，这表明水有粘性；把手浸入甘油或蜂蜜中间，附着的就更多，这表明它们的粘性比水大得多。

空气的粘性比水的要小。

空气的粘性和温度有关，温度高，空气的粘性大，反之就小。

空气的粘性对飞机飞行的影响主要表现在其与飞行的摩擦阻力有关。

空气的压缩性，是指在压强（压力）的作用下或温度改变的情况下，空气改变自己的密度和体积的一种特性。

空气的压缩性比水要大得多，水几乎很难压缩。

在低速（低速指流动速度小于0.3倍的音速）时，空气压强的变化一般不大，空气密度的变化很小，空气的压缩性对于飞机的飞行影响很小。

所以在低速飞行时，可以认为空气是不可压缩的，即可以认为密度是一个不变的数值。

这样就使问题简单多了。

但在高速（超音速）飞行时，就必须考虑空气的压缩性。

2.理想气体

空气的密度（

）、温度（

）和压强（

）是说明空气状态的主要参数。

三者之间不是独立的，而是相互联系的。

它们之间的关系可用下式表示其规律：

凡变化规律符合此式的气体称为理想气体。

在飞行速度不高时，空气的性质与理想气体差别不大，可近似按理想气体对待。

只有在航速超过音速5倍时，才有必要考虑真实气体的状态方程。

2.1.3国际标准大气

由大气飞行环境可知，大气的密度、温度、压强等项参数随着地理位置、离地面的高度和季节等的变化而变化，因而使飞机上的空气动力和飞行性能随之变化。

因此，同一架飞机在不同的地点飞行，所显示的飞行性能是不一样的。

就是同一架飞机在同一地点飞行，只要季节或时间不同，所得的飞行性能也会不同。

至于不同的飞机，所得的结果就更不同了。

这就为比较飞机的飞行性能带来困难。

为了有一个研究空气动力和飞行性能的统一标准，国际航空界协议，人为地规定了大气温度、密度、压强等随高度变化的关系，这就是国际标准大气。

该规定以地球中纬度地区大气参数的平均值作为标准。

其特点如下：

（1）以海平面作为高度H计算的起点。

在H＝0的高度上，国际标准大气的温度Ｔ0＝15℃（288.15K）；压力Ｐ0＝101204.6Pa，密度ρ0＝1.22422kg／m3。

（2）高度在11km以下，随着高度的增加，温度呈直线下降。

高度每增加1km，温度下降6.5℃（6.5K）。

高度在11～20km的范围内，温度保持不变，为-56.5℃（216.65K）。

高度在20～32km的范围内，温度随高度的增加呈直线上升，每升高1km，温度上升1℃（1K）。

2.2低速气流的特性

所谓低速气流，是指流动速度小于0.3倍音速（音速用a表示）的气流。

所谓气流特性，就是指流动中的空气其压强、密度、温度以及流管粗细同气流速度之间相互变化的关系。

2.2.1流场的概念

1.流体

气体和液体统称为流体。

气体和液体的共同特性是：

不能保持一定形状，具有流动性。

气体和液体的不同特性是：

液体具有一定的体积，不可压缩；而气体可以压缩。

当所研究的问题并不涉及到压缩性时，所建立的流体力学规律，既适合于液体也适合于气体。

当计及压缩性时，气体和液体就必须分别处理。

气体虽然是可压缩的，但在许多工程中，气体的压力和温度变化不大（如低压等）、气流速度远小于音速（如速度v＜0.3a）时，可以忽略气体的压缩性，这时即把气体看作为不可压缩的流体。

这样近似能使问题简化并不会引起太大的误差。

2.流场

流体所占据的空间称为流场。

用以表征流体特性的物理量如速度、温度、压强、密度等，称为流体的运动参数。

所以流场又是分布上述运动参数的场。

3.定常流动与非定常流动（稳定流动与不稳定流动）

根据运动参数随时间的变化，我们可以将流动分为定常流动与非定常流动。

如果流场中流体的运动参数不仅随位置不同而不同，而且随时间变化而变化，这样的流动称为非定常流动（又称为不稳定流动）。

如果流场中流体的运动参数只随位置改变而与时间无关，这样的流动称为定常流动（又称为稳定流动）。

4.流线

流线是流场中某一瞬时的一条空间曲线，在该线上各点的流体质点所具有的速度方向与曲线在该点的切线方向重合。

流线具有以下特征。

（1）非稳定流时，由于流场中速度随时间改变，经过同一点的流线其空间方位和形状是随时间改变的。

（2）稳定流动时，由于流场中各点流速不随时间改变，所以同一点的流线始终保持不变，且流线与迹线（流场中流体质点在—段时间内运动的轨迹线）重合。

（3）流线不能相交也不能折转。

因为空间每一点只能有—个速度方向，所以不能有两条流线同时通过同一点。

三种情况例外：

速度为零的点，通常称为驻点；速度为无限大的点，通常称为奇点；流线相切，上下两股速度不等的流体在该点相切。

（4）流场中的每一点都有流线通过。

由这些流线构成流场的总体称为流线谱，简称流谱。

5.流管和流束

在流场中任画一封闭曲线，在该曲线上每一点做流线，由这许多流线所围成的管状曲面称为流管。

由于流管表面是由流线所围成，而流线不能相交，因此流体不能穿出或穿入流管表面。

这样，流管就好象刚体管壁一样把流体运动局限在流管之内或流管之外。

在稳定流时流管好象真实管子一样。

充满在流管内的流体，称为流束。

2.2.2运动的转换

相对原理：

如果在一个运动物体系上附加上一个任意的等速直线运动，则此附加的等速直线运动并不破坏原来运动的物体系中各物体之间的相对运动，也不改变各物体所受的力。

利用相对原理，可进行运动的转换，使问题的研究大为简化。

设物体以速度u在静止空气中运动，根据相对原理，可以给物体系（物体与周围空气）加上一个与速度u大小相等方向相反的速度。

这样得到的运动，与物体静止不动，无穷远处气流以速度u流向物体的情况，空气作用在物体上的力是完全相同的，这就是运动的转换原理。

也就是说，空气作用在物体上的力，并不决定于空气或物体的绝对速度，而决定于二者之间的相对运动。

2.2.3连续性定理

实际的例子：

（1）河水流动：

在河道宽而深的地方流得比较慢；而在河道窄而浅的地方流得比较快。

（2）夏天乘凉时，我们总喜欢坐在两座房屋之间的过道中，因为那里常有“穿堂风”。

（3）在山区感到山谷中的风经常比平原开阔的地方来得大。

质量守恒定律是自然界基本的定律之一，它说明物质既不会消失，也不会凭空增加。

如果把这个定律应用在流体的流动上，就可以得出这样的结论：

当流体低速、稳定、连续不断地流动时，流管里的任一部分，流体都不能中断或积聚，在同一时间内，流进任何一个截面的流体质量和从另一个截面流出的流体质量应当相等。

设截面Ⅰ的面积为

，气流速度为

，空气密度为

，则单位时间内流进该截面的气体质量为

同理，单位时间内流出Ⅱ截面的气体质量为

根据质量守恒定律，

，即：

由于截面Ⅰ和截面Ⅱ是任意选取的，所以可以认为，单位时间内流过任何截面的气体质量都是相等的，故得

常数

如果在流动过程中，气体密度不变，即

，则有

常数

方程（2-2）式或（2-3）式称为连续方程。

进一步可写成

它说明了气流流动速度和流管截面积之间的关系。

由此看出，当低速稳定流动时，气流速度的大小与流管的截面积成反比，这就是连续性定理。

也可以粗略地说，截面积小的地方流速快，而截面积大的地方则流速慢。

流体流动速度的快慢，可用流管中流线的疏密程度来表示。

流线密的地方，表示流管细，流体流速快，反之就慢。

需要指出的是，连续性定理只适应于低速（流速v＜0.3a，a为音速）的范围，即认为密度不变，不适合于超音速。

2.2.4伯努利定理

在日常生活中，我们会观察到一些在流体的速度发生变化时，压力也跟着变化的情况。

例如，在两张纸片中间吹气，两张纸不是分开，而是相互靠近；两条船在水中并行，也会互相靠拢；当台风吹过房屋时，往往会把屋顶掀掉，等等。

能量守恒定律是自然界另一个基本定律。

它告诉我们，能量不会自行消灭，也不会凭空产生，而只能从一种形式转化为另一种形式。

伯努利定理便是能量守恒定律在空气动力学中的具体应用。

伯努利定理的具体形式是：

式中

为Ⅰ截面的静压，

为Ⅱ截面的静压，

为动压（也称速压）；

为总压。

所谓静压，即是气流流动时作用于管壁的压强。

动压为气体流动时由流速产生的附加压强，或者说是单位体积流体所携带的动能，它并不作用于管壁上。

总压是速度等于0时的静压。

从该式可知，在低速、稳定流动时，流场中的任一点，气体的静压与动压之和为一常量，且等于其总压，这就是伯努利定理。

也可以粗略地说，低速、稳定流动时，流速小的地方，压强大；而流速大的地方压强小。

同连续性定理一样，伯努利定理的应用也是有条件的，它只适应于低速，即认为密度不变，不适应于高速；并且要求流场中的气体不与外界发生能量交换。

连续性定理和伯努利定理是气体动力学中两个最基本的定理，它们说明了流管截面积、气流速度和压力这三者之间的关系。

综合这两个定理，我们可以得出如下结论：

低速稳定流动的气体，流过的截面积大的地方，速度小，压强大；而截面积小的地方，流速大，压强小。

这一结论是解释机翼上空气动力产生的根据。

需要强调的是，在这里得出的连续性定理和伯努利定理只适用于低速，即气流不可压缩（即密度不变化）的流动情况，不能推广到高速。

2.3机翼的外形参数

当飞机在空中飞行时，作用在飞机上的空气动力主要是由机翼产生；而机翼上的空气动力的大小和方向，在很大程度上又决定于机翼的外形，即机翼的翼型形状、平面形状和前视形状。

2.3.1翼型的几何参数

沿着与飞机对称面平行的平面在机翼上切出的剖面称为机翼的翼型，又叫翼剖面。

确定翼型的主要几何参数有：

弦长、相对厚度、最大厚度位置和相对弯度。

1.弦长连接翼型前缘（翼型最前面的点）和后缘（翼型最后面的点）两点的直线段的长度，称为弦长，通常用符号

表示。

2.相对厚度翼型的厚度是垂直于翼弦的翼型上下表面之间的直线段长度。

翼型最大厚度

与弦长

之比，称为翼型的相对厚度

，并常用百分数表示，即

现代飞机的翼型相对厚度为3%～14%。

3.最大厚度位置翼型最大厚度离开前缘的距离

，称为最大厚度位置，通常也用弦长的百分数表示，即

现代飞机的翼型，最大厚度位置约为30%～50%。

4.安装角φ翼型弦线和飞机轴线的夹角叫安装角，一般为0°～4°。

2.3.2机翼的几何特性

机翼的几何特性包括机翼的平面形状和前视形状。

所谓机翼的平面形状，是指从飞机顶上看下来机翼在平面上的投影形状。

按照平面形状的不同，机翼基本可分为四类：

长方形机翼、梯形机翼、后掠机翼和三角形机翼。

前面两种形状主要用于低速飞机，而后面两种形状则主要用于高速飞机。

表示机翼平面形状的主要参数有：

机翼面积、翼展、展弦比、梯形比和后掠角。

1.机翼面积机翼平面形状所围的面积，称为机翼面积，用S表示。

2.翼展机翼两翼尖之间的距离，称为翼展，通常用L表示。

3.展弦比机翼翼展与机翼平均几何弦长bcp之比，称为机翼的展弦比λ，即

而机翼的平均几何弦长，又等于机翼面积S与翼展L之比，即bcp=S／Ｌ，由此可得

4.梯形比机翼的翼根弦长与翼尖弦长之比，称为机翼的梯形比，又称根梢比，用符号η表示，即

5.后掠角机翼各翼型离开前缘1/4弦长点的连线与垂直于飞机对称平面的直线之间的夹角，称为机翼的后掠角，并用符号

表示。

现代高速飞机的后掠角

=35°～60°。

6.机翼的前视形状机翼的前视形状可用机翼的上反角来说明。

垂直与飞机对称平面的直线与机翼下表面（有的定义为与机翼翼弦平面）之间的夹角，称为机翼的上反角Ψ。

通常规定上反为正，下反为负。

以上所述翼型和机翼的各几何参数，对机翼的气动特性影响较大。

特别是机翼面积、展弦比、梯形比、后掠角以及相对厚度这五个参数，对机翼的空气动力特性有重大的影响。

如何合理地选择这些参数，以保证获得良好的空气动力特性，乃是飞机设计中的一项重要任务。

2.4升力和阻力

2.4.1升力

1.迎角的概念

相对气流方向于翼弦之间的夹角，称为迎角，用α表示。

根据气流指向不同，迎角可分为正迎角、负迎角和零迎角。

当气流指向下翼面时，迎角为正；当气流指向上翼面时，迎角为负；当气流方向与翼弦重合时，迎角为零。

2.升力和阻力的产生

根据运动的转换，我们可以认为在空中飞行的飞机是不动的，而空气以同样的速度流过飞机。

当气流流过翼型时，由于翼型的上表面凸些，这里的流线变密，流管变细，相反翼型的下表面平坦些，这里的流线变化不大（与远前方流线相比）。

根据连续性定理和伯努利定理可知，在翼型的上表面，由于流管变细，即流管截面积减小，气流速度增大，故压强减小；而翼型的下表面，由于流管变化不大使压强基本不变。

这样，翼型上、下表面产生了压强差，形成了总空气动力R，R的方向向后向上。

按平行四边形法则，根据它们实际所起的作用，可把R分成两个分力：

一个与气流速度v垂直，起支托飞机重量的作用，就是升力Y；另一个与流速v平行，起阻碍飞机前进的作用，就是阻力X。

此时产生的阻力除了摩擦阻力外，还有一部分是由于翼型前后压强不等引起的，称之为压差阻力。

总空气动力R与翼弦的交点叫做压力中心。

好像整个空气动力都集中在这一点上，作用在机翼上去似的。

3.压力分布与升力系数

根据翼型上、下表面各处的压强，可以绘制出机翼的压强分布图（压力分布图）。

图中自表面向外指的箭头，代表吸力；指向表面的箭头，代表压力。

箭头都与表面垂直，其长短表示负压（与吸力对应）或正压（与压力对应）的大小。

由图可看出，上表面的吸力占升力的大部分。

靠近前缘处稀薄度最大，即这里的吸力最大。

机翼的压强分布还与迎角有关。

在一定迎角范围内，R是随着迎角α的增加而上升的。

但当α大到某一程度，再增加迎角，升力不但不增加反而迅速下降，这种现象我们叫做“失速”。

失速对应的迎角就叫做“临界迎角”或“失速迎角”。

为了研究问题方使，我们引入升力系数Cy的概念

（2-6）

在确定的翼型和几何形状的条件下，Cy基本上只是迎角α的函数。

由Cy-α曲线上可以发现几个特点：

（1）Cy=0的迎角（以α０表示）一般为负值（0°～-4°）；

（2）Cy-α曲线在一个较大的范围内是直线段；

（3）Cy有一个最大值Cymax（约为1.1～1.5），而在接近Cymax前的上升趋势就已减慢。

飞机上不但机翼会产生升力，还有平尾和机身都可以产生升力，其他暴露在气流中的某些部分也都可以产生少许的升力。

不过除了机翼以外，其他部分产生的升力都是很小的，而且平尾的升力又经常改变方向，忽上忽下。

所以通常用机翼的升力来代替整个飞机的升力。

换句话说，机翼的升力就是整架飞机的升力。

2.4.2飞机的阻力

1.摩擦阻力

空气是有粘性的，当它流过飞机时，空气微团就会与飞机表面发生摩擦，由此产生的阻力就是摩擦阻力。

摩擦阻力的大小，取决于空气的粘性、飞机的表面状况以及同空气接触的飞机表面面积等。

2.压差阻力

压差阻力的产生是由于运动着的物体前后所形成的压强差。

其大小同物体的迎风面积、形状以及在气流中的位置有关。

物体的迎风面积越大，压差阻力也越大。

物体的形状和位置对压差阻力也有很大的作用。

前端圆钝，后面尖细，象水滴或雨滴似的物体，称为流线形物体，简称流线体。

在迎风面积相同的条件下，它的压差阻力最小。

这时大部分是摩擦阻力。

物体上的摩擦阻力和压差阻力合起来叫做迎面阻力。

一个物体，究竟那一种阻力（摩擦阻力或压差阻力）占主要部分，这要取决于物体的形状和位置。

如果是流线体，那么它的迎面阻力中主要部分是摩擦阻力；如果形状远离流线体的式样，那么压差阻力占主要部分，摩擦阻力则居次要位置，而且总的迎面阻力也较大。

机翼的摩擦阻力和压差阻力合起来叫做翼型阻力。

3.诱导阻力

诱导阻力是伴随着升力而产生的阻力，是机翼特有的一种阻力。

可以说诱导阻力是机翼产生升力所付出的代价。

如果没有升力，也就没有诱导阻力。

有限翼展的横向气流不但直接影响了翼面的压强分布，而且在机翼后面形成一个涡流面，并很快卷成两根翼尖涡束向后延伸出去，这两束涡流称为自由涡。

在此自由涡的旋转气流作用下，机翼展长范围内的空气将产生一个向下的速度w，称为下洗速度。

离开旋涡中心越近，下洗速度的数值越大。

相对于翼型流动情况来说，这时气流流过机翼每一个剖面的流动情况也都有了变化。

当气流以速度

、迎角α流向机翼时，由于翼尖自由涡的影响使得在该剖面处的气流附加了一个下洗速度

。

这样，该切面处气流的有效速度为

，迎角则变为

，

，ε称为下洗角。

从另一方面来讲，如果一架飞机以某一正迎角α作水平飞行，其机翼上表面的压强将降低，而下表面的压强将升高，于是产生了升力Y，这是气流作用到机翼上的力。

根据作用与反作用原理，必定有一个反作用力-Y，由机翼作用到气流上，它的方向向下，所以使气流向下转折一个角度ε，这就是下洗角。

随着下洗角的出现，同时出现了气流向下的速度

，这就是下洗速。

某一翼剖面上的下洗速

与原来的相对速度

组成了合速度

，

。

与

的夹角就是下洗角ε，下洗角使迎角减小，变为

，

。

按照升力Y是和相对气流方向垂直的含义，它应与相对速度

垂直。

可是气流流过机翼以后，由于下洗速

的作用，使

的方向改变，向下转折一个下洗角ε，而成为

。

因此，升力Y也应当偏转一个角度ε，而与

垂直成为Y1。

一般下洗角很小，因而Y与Y1可认为等值。

然而飞机此时仍沿原来

的方向前进。

Y1既然不与原来的速度

垂直，必然在其上有一分量Xi。

Xi的方向与飞机飞行方向相反，起阻碍飞机飞行前进的作用，实质上是一种阻力。

这种伴随升力而产生的阻力，称为诱导阻力。

诱导阻力同机翼的平面形状、剖面形状、机翼展弦比，特别是同升力有关。

在同样Cy的条件下，椭圆形机翼的诱导阻力最小。

但椭圆形机翼的生产工艺复杂，成本较高，因而并未得到广泛的应用。

机翼展弦比越大，诱导阻力越小。

4.干扰阻力

所谓干扰阻力，就是飞机各部分之间由于气流相互干扰而产生的一种额外阻力。

要减小干扰阻力，在飞机设计时就要妥善处理好个部件之间的相对位置以及各部件之间的连接外形。

以上我们把低速飞机所产生的四种阻力——摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力和干扰阻力，都简单地介绍了。

至于高速飞机，它上面还有激波阻力（波阻），将在下一节中讨论。

前面已经谈到，机翼的升力即为整架飞机的升力，但飞机的阻力却不然。

不但机翼会产生阻力，飞机暴露在气流中的其他部分如起落架、机身、尾翼等同样会产生阻力。

现代飞机在巡航飞行时，机翼的阻力（翼型阻力和诱导阻力）大约占全机阻力的25%～35%，因此，不能以机翼的阻力来代替全机的阻力。

5.阻力系数

同升力系数一样，我们定义阻力系数Cx

这样，低速飞机的阻力系数形式为

2.4.3机翼的极曲线及升阻比

把机翼的升力系数和阻力系数随迎角变化的关系，综合地用一条曲线画出来，称之为机翼极曲线，即Cy=f（Cx）曲线。

极曲线的纵坐标表示升力系数，横坐标表示阻力系数，曲线上每一点对应一个迎角。

从图上可看出Cy和Cx的对应值及所对应的迎角α，从图中亦可找出α０、α临、Cymax和Cxmin来。

在分析机翼气动性能时还会用到升阻比的概念。

升阻比表示同一个迎角下升力与阻力之比，即

由坐标原点作极曲线的切线，切点处对应的升阻比即为机翼的最大升阻比Kmax。

2.5高速飞行的特点

2.5.1激波和波阻

1.音波、音速、马赫数

空气具有压缩性，这是高速飞行时必须要考虑的，也是高速飞行与低速飞行性的本质差别。

由于空气的压缩性，在高速飞行时出现一系列与低速飞行时截然不同甚至相反的现象。

音波：

由于声源的扰动，使空气不断压缩和膨胀，反复扰动所产生的一密一疏的弱扰动波，其波面前后的压强差非常小。

声音在空气中传播传播速度，就是音速a。

其大小与介质有关，介质越难压缩，音速越高，反之亦然。

水中a=1450m/s=5200km/h

空气H=0km：

a=340m/s=1224km/h

H=11km：

a=296m/s=1066km/h

飞行速度与当地音速之比，称为飞行马赫数，简称M数。

即

M=v/a

其中v是飞行速度（或相对气流速度），a是飞行高度上的当地音速。

M数是空气密度变化程度或者压缩性大小的衡量标志。

M数越大，则表示空气密度的变化以及压缩性的影响也越大；反之，M数小，则密度变化和压缩性的影响也小。

在低速飞行中，一架飞机的速度、高度可以不同，但是，只要迎角相同，机翼压力分布和飞机的气动特性（如升力系数、阻力系数等）都是一样的。

但在高速飞行中，除了迎角相同，还要飞行M数相同。

否则，机翼表面各点扰动传播情况就不相同，空气密度变化的情况也不相同，因而机翼上面的压力分布以及空气动力特性也就会发生变化。

可见