^Anderson, John D. Fundamentals of Aerodynamics. McGraw-Hill. 2001: 613.
^Boppe, C. W., "CFD Drag Prediction for Aerodynamic Design", Technical Status Review on Drag Prediction and Analysis from Computational Fluid Dynamics: State of the Art, AGARD AR 256, June 1989, pp. 8-1 – 8-27.
^Mason, W. H. "Some Transonic Aerodynamics" （页面存档备份，存于互联网档案馆）, p. 51.
阻力发散马赫数, 英語, drag, divergence, mach, number, 是指当飞行器的马赫数达到该马赫数后阻力开始急剧增大, 此时阻力系数可达低速时的十倍以上, 通常大于0, 属跨音速效应, 同时, 一定大于临界马赫数, 一般而言, 阻力系数会在马赫数为1左右达到最大值, 进入超音速后在马赫数约为1, 2时开始下降, 對於一族的螺旋槳翼型, 阻力發散馬赫數, 可以用korn, relation, 求得, design, displaystyle, text, frac, text, design,. 阻力发散马赫数 英語 drag divergence Mach number 是指当飞行器的马赫数达到该马赫数后阻力开始急剧增大 此时阻力系数可达低速时的十倍以上 1 通常阻力发散马赫数大于0 6 属跨音速效应 同时 阻力发散马赫数一定大于临界马赫数 一般而言 阻力系数会在马赫数为1左右达到最大值 进入超音速后在马赫数约为1 2时开始下降 對於一族的螺旋槳翼型 阻力發散馬赫數 Mdd 可以用Korn s relation 求得 2 M dd 1 10 c l design t c K displaystyle M text dd frac 1 10 c l text design frac t c K 其中 M dd displaystyle M text dd 是阻力發散馬赫數 c l design displaystyle c l text design 是翼型中特定某一段的升力係數 t 是給定翼型段的厚度 c 是給定翼型段的翼弦長 K displaystyle K 是藉由計算流體力學分析 CFD analysis 給予的一個係數 K 0 87 可以用在傳統翼型 NACA 6系列 3 K 0 95 則可以用在超臨界翼型 dd 参见 编辑临界马赫数 音障 超临界翼型参考文献 编辑 Anderson John D Fundamentals of Aerodynamics McGraw Hill 2001 613 Boppe C W CFD Drag Prediction for Aerodynamic Design Technical Status Review on Drag Prediction and Analysis from Computational Fluid Dynamics State of the Art AGARD AR 256 June 1989 pp 8 1 8 27 Mason W H Some Transonic Aerodynamics 页面存档备份 存于互联网档案馆 p 51 nbsp 这是一篇物理学小作品 你可以通过编辑或修订扩充其内容 查论编 取自 https zh wikipedia org w index php title 阻力发散马赫数 amp oldid 72929979, 维基百科，wiki，书籍，书籍，图书馆，
