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飞行马赫数大于临界马赫数。 在机翼上表面最大厚度点附近形成了等音速。 在机翼上表面形成局部的超音速区。 机翼袭面流场全部为超音速流场。
翼梢出现较强的旋涡，产生很大的诱导阻力， 由于迎角达到临界迎角，造成机翼上表面附面层大部分分离。 飞行马赫数超过临界马赫数之后，机翼上表面出现局部激波诱导的气流分离。 由于机翼表面粗糙，使附面层由层流变为紊流。
马赫数0.50到1.0 马赫数0.75到1.0 马赫数0.75到1.2 马赫数0.75到2.0
马赫数低于0.75 马赫数0.75到1.2 马赫数0.75到1.0 马赫数低于1.0
沿机翼展向流动，使机翼梢部位附面层的厚度减小。 被用来加速产生升力。 小于来流的速度，所以临界马赫数提高了。 使后掠机翼的失速特性不好。
首次出现局部激波。 首次出现等音速点。 流场中形成局部超音速区。 局部激波诱导的附面层分离。
在高马赫区随着马赫数的增大而向上移动 在高马赫区随着马赫数的增大而向下移动 在高马赫区随着马赫数的减小而向上移动 随着襟翼的放下而移动
马赫数是飞行速度与该高度上音速之比 马赫数是音速与飞行速度之比 马赫数反映了空气庄缩性的大小 飞行马赫数超过1意味着进入超音速飞行
飞机飞行马赫数达到1时所对应的飞行速度 飞机迎角刚达到临界迎角时的飞行速度 飞机机翼表面刚出现等音速点时的飞行速 飞机飞行效率达到最高时的飞行速度
上翼面出现激波时的来流马赫数 上翼面出现局部超音速区时的来流马赫数 飞机产生高速振动时的来流马赫数 上翼面低压力点达到音速时的来流马赫数
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