據說螺旋槳飛機要想超音速，槳葉末端要數倍於音速，所以很難，那渦噴的壓氣機和渦輪為什麼沒有這個問題？

01-19

這個的關鍵在於，渦輪發動機可以使用進氣道將超音速氣流降低到亞音速。通過進氣道，就可以保證渦輪發動機的入口依然是亞音速，可以正常工作。而如果螺旋槳飛機要想使用超音速進氣道，進氣道必須把整個螺旋槳包住，而要包住巨大的螺旋槳，進氣道的質量必然會非常重。很不划算。

傳統的外壓式進氣道可以通過一個尖錐將超音速氣流減速到亞音速，從而讓發動機可以正常工作。（航空發動機原理，北京航空航天大學出版社）。

世界上最快的飛機SR71，我們可以很明顯的看到外壓式進氣道的進氣錐。

中國的殲7戰鬥機。

法國的幻影2000飛機把一個圓錐形外壓式進氣道剖成了兩瓣，左右各一瓣。

現有先進的DSI進氣道則使用了一個形狀複雜的三維鼓包達到了效果。

總而言之，渦輪發動機一樣無法在超音速氣流中工作，但可以通過進氣道將超音速氣流降低到亞音速。

而如果要給螺旋槳飛機的螺旋槳套一個進氣道，畫面太美我不敢看。

瀉藥。

其實不單是噴氣發動機，發電站用的蒸氣渦輪也有類似的問題。不過，因為這些葉片體積較小，而且於密封空間中操作，超音速壓力波對於結構上的影響相對較小（雖然仍需考慮由此帶來的效率問題）。再加上近年，渦輪機葉片普遍使用單晶成型，強度較高，因此也較能抵抗運作時的各種應力。

返回螺旋槳與風扇葉片，這些結構體積大，如果旋轉速度過高，確實有末梢超出音速太多而帶來的結構與效率問題。以往，由於風扇製程的問題，葉片無法做成複雜的形狀，因此需要用補強結構，在離開旋轉軸一段距離的地方，將所有葉片連接以確保強度，抵抗運作時的應力（包括超音速壓力波的應力）。

不過目前，由於材料科學與製作工藝的進步，對應這個問題的方法，一般就是採用後掠葉片設計，令葉片以某一個角度對向氣流，情形就如現代民航飛機的後掠翼一樣，這樣會使氣流的速度「分解」為兩個向量，一個是與葉片前緣垂直，另一個與葉片方向平行，兩者均低於原氣流的速度，因此就可以在葉片的超音速壓力波難以控制以前，讓飛機與發動機以接近音速的速度飛行。

------補充的分割線------

就拿通用的GE90-115B作例子吧。這款發動機的風扇直徑為3.3米，100% N1（低壓轉子速度的表達方式）是2,355rpm，風扇葉片尖端的切線速度是1,465km/h，以海平面音速1,223km/h計算，相當於1.2馬赫（當然高空時的馬赫數會增加，但也不會增加得太多）。至於高壓轉子，100% N2時為9,332rpm；高壓壓氣機直徑就沒有資料，但從發動機實物目測，應該只是80cm左右，這樣算出來的尖端切線速度為1,407km/h。

屈指一算，這些速度並不太高，基本上是屬於跨音速至低超音速的水平。

當然了，超音速壓力波的問題仍然存在，這個不單單是結構問題，也關乎發動機效率的問題，不過以上程度的速度，要處理的難度就沒有如此誇張。。。

------數學教學的分割線------

看來部分知友應該沒有讀過高中的物理。這裡解釋一下切線速度是如何計算的。

一個旋轉物體的旋轉速度，或是角速度，是以每秒多少個「弧度」計算的。一個「弧度」，就是旋轉圓周上的距離，與旋轉半徑一樣。一個圓就相等於2pi個弧度（pi約等於3.14）。

所以，轉速與角速度的換算就是：

$omega=2pi imes rpm div60$

至於切線速度，就是旋轉物體的某點，離開圓心的半徑r，乘以角速度而得出的：

$v = romega = 2pi r imes rpmdiv 60$

以GE90的風扇尖端為例，r=3.30/2，100% N1 為2,355，切線速度則為：

$v = 3.3pi imes 2,355div 60=406.91m/s=1,465km/h$

先問是不是，再問為什麼。

壓氣機和渦輪設計也同樣面臨這個問題。

當地音速與溫度相關，渦輪溫度比壓氣機溫度高很多，所以當地音速高，而壓氣機和渦輪是剛性聯軸器，轉速相同，所以壓氣機葉尖線速度=壓氣機進口音速限制了轉子的轉速和最大半徑（這兩個參數決定了壓氣機效率和流量）。

首先，超音速那是肯定的，壓氣機葉輪直徑一米多，上萬的轉速，葉片末端的線速度你們自己算。說不超音速都是騙鬼騙自己。

其次，壓氣機也有亞音速壓氣機、跨音速壓氣機、超音速壓氣機，都是有針對性設計的。通過提升葉片的強度，優化葉片葉柵的形狀、角度，降低超音速激波對其造成的影響和能量損失。

再次，二戰後，NASA從1945到1957年進行了12年的壓氣機氣動研究，成功建立起了轉子葉尖M數1.2以下的壓氣機的二元設計體系，GE的J79壓氣機就利用了這個設計體系。當然，這只是壓氣機設計的第一個階段。西工大出版的《航空發動機結構分析》一書中介紹渦噴7（WP7)時：「壓氣機採用跨/超聲速的增壓原理，使總共只有6級的壓氣機達到了8.85的增壓比。」跨/超聲速葉型的基本原理就是利用激波來增壓。採用超聲速葉柵時，超聲速氣流在減速過程中要產生激波，氣流經過激波，壓力升高。

最後，高端玩家甚至會利用激波來提高葉片與通道間隙的密封性，提升發動機效率。

葉中截面的相對馬赫數Mar雲圖

一種新的軸流壓氣機超音葉片設計技術研究_百度學術

超音速壓氣機葉柵試驗方法研究

類似的學術論文很多，自行搜索吧。

我簡單說下，首先樓主的問題有點問題：據說螺旋槳飛機要想超音速，槳葉末端要數倍於音速，所以很難。

實際上如同其他幾個回答所述，高亞音速時，螺旋槳末端已經超音速了，（直升機噪音大的一方面原因也是旋翼末端超音速）所以通俗來講，小體積物體超音速不難，例如旋翼末端，子彈等。

所以噴氣發動機內部葉片超音速並不是阻擋飛機加速的主要因素，主要因素還是來自於機翼和機身這樣大體積部件的阻力，以及其自身強度。

直接補充一下吧，有點看花眼題目，但是道理是差不多的，就是葉片超音速沒關係，例如tu95本身就接近音速巡航，槳葉末端肯定是過音速了的。

渦噴不是靠葉片產生推力的

壓氣機葉片一樣有這個問題，只是由於兩種發動機的產生推力的原理不同，所以影響不一樣

壓氣機槳葉直徑大，但是旋轉速度慢，進氣被進氣道減速為亞音速，所以實際尖端速度不算高。

渦輪轉速快，但是直徑小，且高溫高壓氣體的音速會提高，尖端速度也不會大幅超過音速。

二戰螺旋槳飛機達不到亞音速是因為材料強度堪憂，後來的渦漿飛機就更接近音速了。但是再往上還是會出現葉尖失速的問題，這就不是材料強度能解決得了。

不用數倍於音速，高亞音速時就可以產生激波

你沒見過那個螺旋槳的槳葉是特別薄的吧(也包括渦槳發動機和渦輪軸發動機)，這樣它在臨近音速時產生的激波阻力要遠遠大於尖銳物體產生的斜激波，你想想飛機跨音速時的顫振吧，螺旋槳是受不住的

至於渦噴發動機中的壓氣機，一個是它比較尖銳，激波阻力較小，另外一個就是，激波也能起到一定的提高空氣密度的作用，是不是主要作用我忘了，但肯定是有用的

渦輪就是燃燒後的氣體驅動的，好像談不上什麼超音速的問題

因為渦槳發動機螺旋槳長，葉尖速度容易超音速導致產生激波，效率下降。