飞机在以声速巡航时(Ma=1)一般速度是多少km/h?
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发布时间：2022-05-10 00:53
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时间：2023-10-15 18:33
音速 u=331.3+(0.606c)m/s (c=摄氏气温)
常温下(15℃), 音速为 u=331.3+(0.606x15)= 340.4m/s, 这就是为什么都说音速是 340m/s (1225km/h)的缘故.
潮湿空气的音速略有增加, 但是幅度不到0.5%, 大多数场合可以忽略不计. 对于华氏气温, 可以用公式换算: F=9C/5+32(C=摄氏气温).
国际标准大气ISA规定: 在对流层中(0~11000m), 海平面的气温为 15℃, 气压 101325Pa, 空气密度1.226kg/m³; 海拔每升高1000m, 气温下降 6.5℃.
利用上面的公式计算不同海拔的气温, 再综合前面的音速经验公式, 就可以推算不同海拔的音速了.
在11000~20000m的高空(属平流层, 气温基本没有变化, 所以又叫"同温层"), 温度下降到零下57℃(15-11x6.5= -56.5℃), 这里的音速是 u= 331.3+[0.606x(-57)]= 296.7m/s (约1068km/h). 喷气式飞机都喜欢在 1万米左右的高空巡航, 因为这里是平流层的底部, 可以避开对流层因对流活动而产生的气流. 在11000~20000m的同温层内, 音速的标准值是1062km/h, 而且基本稳定.
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不扯那么多啦, 依照上面的标准大气条件, 换算各个高度的音速值, 直接套着用吧
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海拔高度 气温 音速
米 英尺 oC m/s
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0 0 15.2 340.3
152 500 14.2 339.7
304 1000 13.2 339.1
457 1500 12.2 338.5
609 2000 11.2 338.0
762 2500 10.2 337.4
914 3000 9.3 336.8
1066 3500 8.3 336.2
1219 4000 7.3 335.6
1371 4500 6.3 335.0
1524 5000 5.3 334.4
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1676 5500 4.3 333.8
1828 6000 3.3 333.2
1981 6500 2.3 332.6
2133 7000 1.3 332.0
2286 7500 0.3 331.4
2438 8000 -0.6 330.8
2590 8500 -1.6 330.2
2743 9000 -2.6 329.6
2895 9500 -3.6 329.0
3048 10000 -4.6 328.4
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3200 10500 -5.6 327.8
3352 11000 -6.6 327.2
3505 11500 -7.6 326.6
3657 12000 -8.6 326.0
3810 12500 -9.6 325.4
3962 13000 -10.6 324.7
4114 13500 -11.5 324.1
4267 14000 -12.5 323.5
4419 14500 -13.5 322.9
4572 15000 -14.5 322.3
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4724 15500 -15.5 321.7
4876 16000 -16.5 321.0
5029 16500 -17.5 320.4
5181 17000 -18.5 319.8
5334 17500 -19.5 319.2
5486 18000 -20.5 318.5
5638 18500 -21.5 317.9
5791 19000 -22.4 317.3
5943 19500 -23.4 316.7
6096 20000 -24.4 316.0
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6248 20500 -25.4 315.4
6400 21000 -26.4 314.8
6553 21500 -27.4 314.1
6705 22000 -28.4 313.5
6858 22500 -29.4 312.9
7010 23000 -30.4 312.2
7162 23500 -31.4 311.6
7315 24000 -32.3 311.0
7467 24500 -33.3 310.3
7620 25000 -34.3 309.7
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7772 25500 -35.3 309.0
7924 26000 -36.3 308.4
8077 26500 -37.3 307.7
8229 27000 -38.3 307.1
8382 27500 -39.3 306.4
8534 28000 -40.3 305.8
8686 28500 -41.3 305.1
8839 29000 -42.3 304.5
8991 29500 -43.2 303.8
9144 30000 -44.2 303.2
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9296 30500 -45.2 302.5
9448 31000 -46.2 301.9
9601 31500 -47.2 301.2
9753 32000 -48.2 300.5
9906 32500 -49.2 299.9
10058 33000 -50.2 299.2
10210 33500 -51.2 298.6
10363 34000 -52.2 297.9
10515 34500 -53.2 297.2
10668 35000 -54.1 296.5
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10820 35500 -55.1 295.9
10972 36000 -56.1 295.2
10999 36089 -56.3 295.1
11277 37000 -56.3 295.1
11582 38000 -56.3 295.1
11887 39000 -56.3 295.1
12192 40000 -56.3 295.1
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21336 70000 -56.3 295.1
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热心网友
时间：2023-10-15 18:34
标准大气压音速为1224千米/小时，平流层音速一般取1062千米/小时。
由于飞机表面上各个点的音速不一样，各个点的空气流速也不一样。因此飞机上各个点的马赫数是不一样的。用前驻点的音速来衡量机身上的马赫数是不正确的，必须使用当地的音速和当地的流速来计算当地的马赫数。
飞机总体的马赫数是以来流静温音速为标准的。也就是你前面所说的T=288K。
你所举的例子中，前驻点的音速为1341km/s，但是前驻点的马赫数为0，因为空气流速为0。
而飞机在总体马赫数0.7左右，在机翼上表面的局部马赫数就会超过1。
前驻点的音速是永远高于飞机速度的，正激波位于前驻点的前方，前驻点的空气扰动是可以向前传播到达正激波的，这就说明正激波和前驻点之间的音速一定是比飞机速度快的。正激波后方的气体一定是亚音速气体。也就是说事实上飞机永远追不上自己发出的声音。所以你也不要费劲去算前驻点了，用它为标准，飞机的速度怎么算都达不到音速的。
手头没有工具书，无法核对你的计算。
能算出相等，那么你的计算肯定是不正确的。而且有激波存在的情况下，超音速气流是不能作为等熵处理的。原因确实忘记了。
而且你为什么老是要用总温来算速度？你用总温算出的是理论最大音速，而不是实际最大流速。计算音速用的是静温，不是总温。当总温全部转化成静温的时候，流速已经变成0了，哪里来的理论最大速度？
很抱歉，手头没有工具书，无法做很深入的讨论。
从你的描述看，我大致明白你的思路了。你是以1马赫的来流静温和速度计算总温，再假设飞机速度达到总温音速。
那么你想过没有？当飞机速度达到总温音速的时候，远方来流速度也达到了总温音速，这时远方来流还是1马赫吗？这时的总温还是345k吗？这时飞机的速度以总温换算还能达到1马赫吗？反过来说，当你以驻点音速代替环境音速的时候，来流马赫数还是1吗？
1马赫的远方来流，这1马赫怎么来的？是以远方来流的静温换算而来的。也就是说一开始的a是以288K换算过来的1224km/h。计算马赫数的分母也是1224。然而当你假设飞机速度达到总温音速时，a已经被你改变了，继而马赫数也被改变了。因此在你的算式中存在两组不同的音速，马赫数，总温，但是你把它们混同了。就如补充所说，当空气速度达到理论最大值时，马赫数早就不是1了，驻点温度和驻点音速也会大幅度提高。
至于说驻点音速永远高于飞机速度，这不是计算出来的，而是逻辑和实验出来的。
（1）驻点流速等于0，远方流速等于1马赫，驻点温度高于远方温度，所以驻点音速高于远方音速，因此也高于流速。
（2）驻点流速等于0，远方流速大于1马赫，由于空气温度和速度的变化都是连续的（即使在激波面中，空气参数的变化也只是很快而已，仍然是连续的，不存在真正的跃迁）因此在驻点和来流之间，必然存在一个点A，当地的马赫数大于0而小于1。可知驻点音速大于A点音速，也大于A点流速。
从试验中看，无论飞机的形状如何，驻点的前方一定会有脱体的正激波存在，只不过驻点很小，前缘形状很尖锐时，正激波距离驻点的距离很小，范围也很小，近似于依附在飞机表面。
在超音速条件下声音是可以向前传播的，到达激波为止，不能超越激波面。在激波锥的顶端一定是脱体的正激波，然后在正激波的周围逐渐转化为斜激波，才出现激波锥。正激波的基本特征就是波后音速大于波速大于波前音速。
在超音速进气道设计中，最简单的就是单波系正激波进气道，无论来流速度多少，一旦穿越正激波后，都会立即变为亚音速。
激波流动不是等熵过程。这个出处我是找不到了，但是可以肯定这一点，需要你再去找找资料了。
你的计算2一开始我没有看懂，现在看懂了，对不起。你的逻辑过程不是没有道理的。
我希望你也能看到我的推论2。在前驻点和远方来流之间必然存在一点A，该点处马赫数大于0而小于1，因此驻点处的空气扰动必然可以向前传播到A点。要证明这个A点不存在必须有两个条件：一，空气温度和速度的变化过程存在跃变，也就是变化过程不连续。二，这个跃变就发生在驻点处。转换到实际情况就变成：一，激波面中发生空气物理性质的跃变，激波厚度为0。二，激波发生在前驻点上。
然而这两个条件事实上都不存在。如果温度发生跃变，则意味着能量转变的功率为无穷大，如果速度发生跃变，则意味着质点的加速度为无穷大。从实际来说，就是激波面的厚度不可能为零。其次，正激波并不是在前驻点发生的，而是在前驻点的前方发生，正激波和前驻点之间的区域是一个亚音速区域，声音和扰动是可以向前传播到达正激波面的。
激波的产生
激波本身就是飞机产生的各种扰动叠加的产物，飞机产生的各种扰动，包括声音一定能够追上激波面。我们平时说激波锥连同飞机产生的扰动，被飞机甩在后面的。这种说法忽略了两个问题，第一是正激波的存在，激波锥的顶点是正激波。马赫锥并不是向后的，而是马赫锥事实上在飞机的前面，飞机是被马赫锥完全包围的。其次，构成激波锥的主体部分的斜激波，本身就是被斜置的正激波。斜激波的流场在法线方向上与正激波完全一致。也就是说，声波在激波锥内实际上是向前追及激波面的，虽然追及方向和飞机的飞行方向并不一致。
在激波锥以内，沿着激波平面的法线方向所有的空气都是亚音速的，任何激波面后方的扰动都一定可以追上激波面。而飞机一定位于激波锥以内，激波面的后方。因此飞机向任何一个方向都不可能追上自己发出的声音。
对于你的计算2，我觉得可能存在的问题是：实际飞行中气流是不可能瞬间滞止于前驻点的，在空气的滞止需要一个过程，因此驻点前方一定存在一个流速较慢的区域。在这个区域内，音速是大于流速的，因此声波可以向前传播。向前传播的声音最后进入激波面，并且不能继续向前方传播。
呵呵，改得太多，可能差不多到修改次数上限了，接下来可能要发消息讨论了。
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时间：2023-10-15 18:34
音速与温度的关系式：
V = 331×sqrt(1+T/273) (m/S)
sqrt：表示根号
T：是摄氏温度
V：在T℃时的音速
也有介绍音速与温度的关系：
音速也是声速，即声音在介质中传播之速度。音波可以在固体、液体或是气体介质中传播，介质密度愈大，则音速愈快。在空气中，音速又会依空气之状态（如湿度、温度、密度）不同而有不同数值。如摄氏零度之海平面音速约为 331.5m/s(1193 km/h)；一万米高空之音速约为 295m/s(1062 km/h)；另外每升高1摄氏度，音速就增加0.607m/s。
热心网友
时间：2023-10-15 18:35
但是没有任何飞机敢以音速巡航。
因为飞机达到音速时，飞行速度刚好追上自己的声波，加上音障，飞机机体震荡的非常厉害，声速巡航那是找死。如果坚持2分钟，飞机就有可能解体，人体也会受不了，发疯，失常，乃至昏厥，甚至五脏错乱。所以，有亚音速巡航，超音速巡航，就是没有声速巡航。
热心网友
时间：2023-10-15 18:36
