阻力发散马赫数

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 M_dd 可以用Korn's relation 求得:^[2]

M_{\text{dd}}+{\frac {1}{10}}c_{l,{\text{design}}}+{\frac {t}{c}}=K,

其中

M_{\text{dd}}

是阻力發散馬赫數,

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

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

参见

^ 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.

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