[拼音]：zhuixingliu
[外文]：conical flow
从流场中某一点出发的每条射线上，流动参量（流速和压强等）均保持不变的超声速流动。锥型流的存在必须有两个前提：
（1）存在超声速流场，因为在亚声速流场中，任何扰动都会传遍全流场，不能形成锥型流；
（2）扰动物必须具有锥型的特征。流场的锥型特征可使求解大大减化。图中是三种较简单和典型的锥型流。图中之a是匀直平面超声速气流绕外钝角膨胀加速的普朗特－迈耶尔流动，马赫数为1＞1的超声速匀直流沿直壁AO流动，在O点产生一扇形膨胀波区D，波后气体沿直壁OB流动，马赫数增大为2。膨胀区中由角点O发出的射线是马赫线（见马赫锥），流动参量沿这些射线保持不变，因此，压强等参量只是一个角度变量θ的函数。图中之b表示马赫数为∞＞1的超声速气流对称地绕过无限长圆锥体的流动，最前面有一道圆锥激波，在激波与锥体壁面之间，沿着半顶角为ω的任一圆锥表面流动参量不变。因此，虽然整个流场是个三维流场，但流速、压强等流动参量都只是一个角度变量ω的函数。如果圆锥有攻角，只要激波还附着在锥顶上，流动也是锥型的，不过流动参量不仅是ω的函数，同时还是子午面位置角a的函数。图中之c表示超声速气流绕流一个三角形平板机翼。A点可以看成是一个锥型流的顶点，在A点发出的波面和机翼后缘BC之间的流动是锥型流。如果把机翼平面取为坐标平面(x，y)，x轴与来流在竖直对称平面内成一夹角(即攻角)，轴平行于机翼平面，所有流动参量就只是两个自变量和的函数，求解三维流场的问题就变成了二维流场的问题。特别是机翼面与来流的夹角比较小的时候，机翼引起的扰动很小，以A为顶点的波面可以看成是一个马赫锥，问题可化为一个类似于求解二维不可压缩位势流的问题，并求出大量有用的结果。利用这些结果，可以计算平面形状更为复杂的机翼特性。
