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'''阻力发散马赫数'''（{{lang-en|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。<ref>{{cite book|last=Anderson|first=John D.|title=Fundamentals of Aerodynamics|url=https://archive.org/details/fundamentalsaero00ande_741|publisher=McGraw-Hill|year=2001|pages=[https://archive.org/details/fundamentalsaero00ande_741/page/n632 613]}}</ref>

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''<sub>dd</sub> 可以用Korn's relation 求得:<ref>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.</ref>

: <math>M_\text{dd} + \frac{1}{10}c_{l,\text{design}} + \frac{t}{c} = K,</math>

其中

: <math>M_\text{dd}</math> 是阻力發散馬赫數,
: <math>c_{l,\text{design}}</math> 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,
: <math>K</math> 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),<ref>Mason, W. H. [http://www.dept.aoe.vt.edu/~mason/Mason_f/TransonicAeroPres.pdf "Some Transonic Aerodynamics"] {{Wayback|url=http://www.dept.aoe.vt.edu/~mason/Mason_f/TransonicAeroPres.pdf |date=20160303215103 }}, p. 51.</ref>
:: ''K'' = 0.95 則可以用在[[超臨界翼型]]

== 参见 ==
* [[临界马赫数]]
* [[音障]]
* [[超临界翼型]]

== 参考文献 ==
{{reflist}}

{{物理学小作品}}

[[Category:空气动力学]]