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声是指声波在物体传播的度，一个振动的声源在介质传播时产生的疏密波，即压缩与膨胀相间的波。人能听到空气传来的各种声音，也就是因为空气被压缩和膨胀的结果。飞机在空气飞行时会把前进所碰到的空气微团推开，并把这些微团压缩，物体继续向前运动，被推开、压紧的微团将膨胀开来，回到原来的位置。所以飞机飞行时，围绕它的空气将一直产生振动的疏密波。
声是考虑空气压缩程度的一个重要因素，声越大空气就越来被压缩。另一个因素就是飞行器的度，运动度越快，则施加给空气的压力越大，空气被压缩得救越厉害。将这些因素综合起来，就是一个很特别的数学方程。
马赫数m等于飞行器在一定高度的度除以该处的声，马赫数越大则表示空气被压缩地越厉害。当马赫数小于等于o。4的时候，空气压缩性影响并不大，即可认为空气是不可压缩的。而当马赫数大于o。4之后，研究飞行器的动力大小就必须考虑到空气的可压缩性影响，尤其是在进入跨音飞行之后，因为压缩性会产生一种称之为激波的独特流动现象，这将对飞行器的空气动力和外形设计带来重大影响。
“低飞行，飞机与空气之间的相互影响是一个渐进的过程，视空气为不可压缩。而高飞行时，飞机突然来到跟前，空气无法让开，只能突然地遭到强烈的压缩，其压力、密度和温度都会陡然升高，相对于飞机的流则突然降低。这种从无变化到有变化的分界面，就叫做激波。”
“激波又分为正激波、斜激波、圆锥激波。然而在音飞行时，气流因阻滞而产生激波，因膨胀而产生膨胀波。激波可以说是音气流减时通常产生的现象，膨胀波是其加时所必然产生的现象。激波使波前、波后参数生突跃式变化，气流穿过，激波时受到突然的压缩，压强和密度温度都升高，度和马赫数下降。然而膨胀**前、波后参数生的却是连续性变化。”
“还有一点，激波虽然厚度很小，但气流流过激波时，在激波内部气体黏性引起的内摩擦却很强烈，气流的部分机械能会因为消耗于摩擦而变成热能，继而使自身温度急剧上升，此现象称之为气动力加热。但膨胀波却没有上述损失，这种损失类似于附面层，因气体黏性而让气体动能变为热能，造成了动能的损失，可将这一损失所引起的阻力称之为激波阻力，简称波阻。”
张宇很少过问王助他们的研究进度，他知道王助对喷气式飞机更感兴趣，肯定了解很多科恩达项目组的研究进度，不过难得有机会在航里逗留，强烈的好奇心还是驱使他过问起了研究进度，不过在此之前王助还悉心的为他讲解了一些理论知识，估计是王助担心张宇一会儿听不懂，所以才说教了一番高飞行相关知识理论。
“我想，如果不出意外，波阻出现在飞机展的道路上，必然会成为一个巨大的、难以逾越的障碍。”
“所以我们才给它取了个特别的名字，叫声障。”王助看了看张宇，在偌大的会议室里此时已经只有俩人，能说的都可以说。“其实声障问题并不是在研究当前这个项目的时候出现的，我们当初对活塞式飞机进行研究的时候，就现平飞时达到了七百多之后，当飞机进入俯冲的时候，定然要接近于声，这时候飞机必将会产生剧烈的抖振，飞行也变得极不稳定，几乎会让飞行员失去对飞机的操控能力，如果飞机做的不好，会有结构遭到大破坏，甚至临空解体的危险。”
“你不是说声障是有飞机在飞行所产生的激波和波阻造成的吗？对这两个影响因素进行研究、解决，不就突破音障这个大难题了吗？”张宇此时真的是揣着明白装着糊涂，对于这些后世近乎科普类知识的问题，放到现在都堪称是高技术保密级别的东西，当然张宇是可以对这些问题问的，不过外人可就不行了。
“刚才我们已经说到激波和波阻的产生，其实不同外形的物体在音条件下由于产生的激波不同，其波阻也不一样。物体的形状对气流的阻滞作用越强，产生的激波越强，自然波阻就越大。”
“类似于长方形的物体，常产生脱体激波，即在距离前端一定距离的地方产生强烈的正激波，脱体激波对气流的阻滞作用很强，因此会产生很大的波阻。而尖头的物体，在尖头前端常产生附体斜激波，该激波对气流的阻滞作用就比较弱。所以物体越尖，气流所受的阻滞越小，激波越倾斜，产生的波阻越小。所以我们对音飞机的机身、机翼等部分的前缘设计都应该呈尖锐状，这样便可减小激波强度，进而减小波阻阻力。”
“能说说你们对音空气动力外形的研究成果吗？”
“我们目前已经开始就飞机的气动布局展开研究，在飞机几何外形和参数上也有了一定考虑。”王助说到这儿，从自己的件夹里抽出了几张纸递给张宇，让他边看边听自己讲述。“我们都知道，不同的飞机、不同的度都有不同的气动布局。按照机翼与机身连接位置上下来分，即可分为上单翼、单翼、下单翼。如果按照机翼弦平面有无上反角来分，就可分为上反翼、无上反翼、下反翼，当然按照立尾的数量来分，可分为单尾翼、双尾翼、无立尾翼，无立尾翼时平尾变成V字尾。”
“当然，如果按照气动布局一般是指平尾相对于机翼在纵向位置上的安排，即飞机的纵向启动布局形式，我们有正常式、鸭式和无平尾式。不同的布局型式，对飞机的飞行性能和稳定性、操控性都有重大影响。”
“这些我还是了解一点的，飞机的几何外形是由机身、机翼和尾翼等主要部件的外形共同组成，而其机翼是产生升力、阻力的主要部件，机翼平面形状包括翼展、展弦、前后掠角。而影响飞机的气动特性的主要参数就是前后掠角、展弦比、梢根比和翼型的相对厚度……”
“的确是这样！”王助适时的拍一下马屁不过他没那个习惯继续拍下去，指着张宇手的一张图纸说道：“在低飞行，大展弦比的平直机翼升力系数较大，诱导阻力小。在亚音飞行，后掠机翼可以延缓激波的产生并减弱激波的强度，继而减小波阻。当进入音飞行阶段后，激波已经是不可避免，可采用小展弦比、三角机翼和边条机翼等有利于减小不足的设计。”
“为了减小音飞行时所产生的激波阻力，我们可以采取的机翼平面形状有，后掠机翼、三角形机翼、小展弦比机翼、变后掠翼机翼、边条机翼，常采用除了正常式布局外的鸭式布局或无平尾式布局。当然，也是各有优缺点。”
“说来听听！”张宇放下图纸，为王助端来一杯凉茶润润喉，然后又像一个小学生一样静静的坐着，等候王助的解释。
“刚才我给你说了，后掠机翼能够提高临界马赫数，即便过之后也能进一步减小波阻。但它并不是完美的，当一定度的气流吹过后掠翼时，会有一部分气流将沿着机翼的方向流动，使得附层面从翼根到翼尖逐渐变厚，并在翼尖处造成气流分离。”
“当迎角增加到一定程度的时候，会产生翼尖失，扩展到机翼部和根部后，继而造成大面积的失。这个过程估计将会非常之快，同时还会造成飞机的猛然抬头，飞行变得极不稳定，以至于驾驶员会在得不到警告的情况下这些恐怖现象就已生。当然，我们能做的就是在机翼上表面加装翼刀和在机翼前缘制作锯齿或缺口，使得气流形成漩涡或气动翼刀，由此阻止气流沿机翼方向上的流动。”
“机翼前后掠角的增大，后掠机翼翼根结构的受力将急剧恶化，结构重量也会增加。且低时的空气动力特性也将恶化，使得飞机的升力下降阻力增加，因此在飞行马赫数达到二的时候，机翼有效度小于一，明显只能采用三角形机翼。”
“三角形机翼和大后掠角基本相似，具有前缘后掠角大、展弦比小和相对厚度小的特点，翼根部分比较长，在相对厚度不变的情况下，有助于增加翼根处的相对厚度，继而改善根部的受力状况和减轻结构重量。机翼结构高度不变，降低机翼相对厚度以降低波阻。”
“三角形机翼的空气动力性能很好，机翼的焦点位置从跨声飞行岛音变化，比其他平面的机翼变化量都要小，有助于保证飞机的横向稳定性。但是在亚音飞行时升阻比较低，巡航特性不好。在大迎角飞行时才能获得足够的升力系数，在着6时为了不妨碍驾驶员向下的视野，机头注定不能抬得太高，飞机的迎角不能太大，所以三角形机翼的飞机着6性能肯定很差。”
“所以，音飞机采用小展弦比、大后掠翼机翼，后掠角度大可以降低波阻，对音飞行有利，但却有因为展弦比和翼展都很小，低飞行性能差，起飞和着6距离都很长的缺点。所以往后走，飞机在高与低之间的性能要求是很矛盾的。变后掠翼可以很好的解决该问题，起飞和着6的时候采用较小的后掠角，展弦比最大有利于低巡航经济性和较大的起飞着6升力。音飞行时，采用较大的后掠角度，机翼展弦比随之下降，有利于减小飞行阻力。但很明显，这样的飞机注定结构复杂，气动心变化大了之后，光是平衡问题就够折腾了。”
“为了解决音高飞行和低飞行的矛盾，最好的途径就是采用边条机翼。它应该由边条和后翼两部分组成。由于有大后掠的边条，使得整个机翼的有效后掠角度增大，减小激波阻力。而有基本翼的存在，整个机翼的有效展弦比增大，减小低亚声飞行以及跨声飞行时的诱导阻力。可以说比较完美的解决了高低兼优的困难，当然如何确定出好的有边条机翼设计，这将是一项非常困难的工程。”
“鸭式飞机其实就是将水平尾翼移到了机翼之前，由于水平尾翼位于重心之前，在正常迎角飞行时，鸭翼将产生正的升力以保持飞机的平衡，所以它对全机升力的贡献是有积极作用的。而在大迎角飞行时，鸭翼前缘产生的脱体漩涡，在沿着机翼上表面向后流动时，会产生类似于边条翼的有利干扰，使得机翼的升力增大，对改善飞机的起降性能非常有利。音飞行要想实现短距离起降的设计要求，采用鸭式布局是很有必要的。”
“无尾式布局飞机的机身和机翼都将比较细长，机翼面积较大，飞机重心靠后，采用无尾式布局可以减小*平尾部件所产生的阻力，飞机的俯仰操作通过机翼后缘的升降副翼实现，当左右机翼上的升降副翼同时向上或向下时，即可产生俯仰操作力矩，起到升降舵的作用。当左右机翼上的升降副翼向相反方向偏转时，产生横向操作力矩起到副翼的作用。这种飞机外形结构简单，但却有着操控性困难的问题……”
王助显然还不知道，他所说的最后一种布局也就是无尾式飞机，其实就是后世隐形飞机的气动布局，而鸭式布局飞机和边条机翼飞机，都是后世战斗机气动布局的经典，另一个时空的航空大国美利坚，他们的F－4战斗机就是变后掠翼式飞机，F－6飞机就是边条机翼式飞机，当然共和国的J－o和瑞典的Ja－7飞机就是鸭式布局。当然这些先进的设计理念和部分图纸，都已经被张宇剽窃到了王助的资料库里，此时王助给张宇看的一些图纸就是他们详细研究之后，结合自身情况作出的一些成果。
“这张图上的设计挺不错的啊！采用相对厚度小的对称翼型，最大厚度位置靠近翼弦间，翼型前缘曲率半径就小了，翼剖面外形轮廓变化比较平缓，直接有利于提高马赫临界数，延缓激波的产生。即便过了临界后，翼剖面在较大的音情况下，机翼前缘所形成的也是斜激波，有利于减小波阻。”
“是啊，这是天才般的设计。波阻较小的翼型有双弧形、菱形、楔形和双菱形，研究证明翼型的相对厚度的确与波阻有密切关系，波阻大致与相对厚度的平方成正比，厚度增加两倍，则波阻增加四倍。采用相对厚度比较小的一定是翼型展的必然趋势，但我们还没有那个技术手段确定应该取多大的相对厚度。就像刚才我所说的那些机翼样式一样，说起来简单，真要是把理论化为了实际图纸，光是各种数据的计算量，咱们就可以劳心费神……”
“这问题我可解决不了，航空事业本来就是一项巨大的系统性工程，我知道光是确定一个设计是否合理，那需要计算的东西就抵得上统计局一年的工作量。你们有没有想过…”张宇说到这儿，示意让王助在靠近一点。“我说你们有没有想明一种计算机器，辅助你们解决这些庞大的计算问题，甚至是帮助你们设计飞机、用数据模拟代替繁琐的实验验证……”
“你说的是机械式计算机？这玩意儿帮助做些纯计算问题还行，人工辅助设计，我看还不�