原文查核日期：2026 年 9 月 8 日。標準大氣、15°C 時的 Mach 1 約為 1,225 km/h；溫度不同，數值也會改變。各速度區間的界線是工程上的慣例，飛機周圍的局部氣流，也可能與來流馬赫數不同。
航空領域衡量速度，不只有每小時英里或公里，也使用馬赫數。但馬赫數究竟是什麼？為什麼重要？在不同馬赫數範圍，氣流又會發生什麼變化？以下逐一說明。
馬赫數是什麼？
馬赫數是物體速度與周圍介質聲速的比值。名稱源自研究震波與超音速現象的奧地利物理學家 Ernst Mach（1838–1916）。
Mach = V / a
其中 V 是物體速度，a 是當地聲速。標準大氣海平面條件（15°C／59°F）下，聲速約為 340.3 m/s，也就是約 761 mph／1,225 km/h。經常見到的 343 m/s，約適用於 20°C，而不是 15°C 的標準大氣條件。
聲速並非常數
最常讓人困惑的是：聲速會隨溫度改變。較高空的空氣較冷時，聲速會降低。在標準大氣高度約 11 km（約 36,000 英尺）處，溫度約為 −56.5°C，聲速降至約 295 m/s（660 mph）。
因此，飛機在約 11 km 高度以 660 mph 飛行，大約就是 Mach 1；但相同速度在接近海平面、15°C 的環境中，只有約 Mach 0.87。飛行員與工程師使用馬赫數，是因為它能反映真正影響飛行動力的空氣動力狀態。
五種速度區間
次音速（Mach 0–0.8）
多數商用客機在這個範圍附近運作。局部氣流可以加速至高於飛機來流速度；是否出現震波，取決於外形與飛行條件。Boeing 787 等現代噴射客機的巡航速度約為 Mach 0.85，依這種分類已進入下一個區間。
穿音速（Mach 0.8–1.2）
這是最棘手的速度區間。有些區域的氣流超過 Mach 1，尤其是機翼上表面等曲面附近，但其他區域仍為次音速。這會在飛機表面形成震波，使阻力增加，引發抖振與操控困難。「音障」正是出現在這個區域。
超音速（Mach 1.2–5.0）
來流為超音速，但震波後方及部分流場仍可能出現局部次音速區域。機鼻及其他尖銳外形處會形成震波。這個速度區間的飛機例子包括：
- Concorde 協和式 — Mach 2.04
- F-22 Raptor 猛禽 — Mach 2.25
- SR-71 Blackbird 黑鳥 — Mach 3.32
- MiG-25 Foxbat 狐蝠 — Mach 2.83
高超音速（約 Mach 5 以上）
空氣動力加熱與強烈的震波交互作用，成為主要設計課題。溫度足夠高時，氣體化學反應與游離作用也可能變得重要，尤其是在高速再入大氣層時；不代表只要超過 Mach 5，就一定產生電漿層。例子包括：
- X-15 — Mach 6.7（速度最快的有人駕駛飛機）
- 太空梭（再入大氣層時）— 約 Mach 25
- 現代高超音速武器（俄羅斯 Avangard、中國 DF-ZF）
更高馬赫數的高超音速與再入飛行（常指 Mach 10 以上）
這類速度常見於太空載具再入與洲際彈道飛彈。表面溫度可能超過 1,600°C（2,900°F），熱防護成為首要工程挑戰。
為什麼馬赫數會影響飛機設計？
馬赫數會從根本上改變飛機周圍空氣的行為：
- 低於 Mach 0.3：通常可以把空氣近似為不可壓縮流體，密度變化不大，可採用較簡化的空氣動力分析。
- Mach 0.3–0.8：壓縮性效應開始變得重要，設計者必須考慮空氣密度變化。
- Mach 0.8–1.2：穿音速流動需要後掠翼、超臨界翼型等特殊設計，以延後並控制震波形成。
- 高於 Mach 1.2：震波與壓縮性深刻影響設計。後掠翼、三角翼及適當進氣道是常見方案，但並非所有飛機都必須採用。
- 高於 Mach 5：傳統渦輪推進面臨嚴峻的進氣溫度挑戰。設計者研究超燃衝壓發動機、火箭與複合循環系統；運作極限取決於發動機及任務。
超音速巡航與短時間衝刺
能短暫超過 Mach 1 的「超音速衝刺」，與能長時間維持超音速的設計，兩者有重要差異。許多現代戰鬥機能使用後燃器突破 Mach 1，但只有少數能在不開後燃器的情況下持續超音速飛行，這種能力稱為超音速巡航（supercruise）。
F-22 Raptor 猛禽能不開後燃器，以約 Mach 1.5 超音速巡航。協和式則能一次以 Mach 2.04 巡航數小時。相較短暫超音速衝刺，持續超音速能力需要非常不同的發動機與機體設計。
了解馬赫數，才能理解超音速飛機為什麼具有這些外形、選擇這些飛行高度，以及突破音障為什麼過去是、至今也仍是航空工程的重大挑戰。
為什麼馬赫數排名不等於計時速度紀錄？
公布的最高速度、試飛實測結果與規劃中的設計速度，回答的是不同問題。比較飛機前，應先確認數字代表哪一種資料。SR-72 與 Halcyon 概念機的目標，不能視為已完成的飛行紀錄。
例如 NASA 將 X-15 紀錄列為 Mach 6.7 與 4,520 mph（約 7,274 km/h）。若直接以 6.7 乘上海平面聲速，就無法正確表示那次高空飛行的速度。參閱 NASA X-15 歷史資料；也可以在設定大氣條件後使用 馬赫數換算工具，並閱讀 速度比較的說明。
理想氣體估算可使用 a = √(γRT)，溫度以克耳文計。採用乾燥空氣數值 γ ≈ 1.4、R ≈ 287.05 J/(kg·K)，在 288.15 K 時，結果約為 340.3 m/s。參閱 NASA 聲速說明。
參考資料
- Anderson, J. D.（2019）。〈高超音速與高溫氣體動力學〉（Hypersonic and High-Temperature Gas Dynamics），第 3 版。AIAA Education Series。DOI：10.2514/4.105142
- Heiser, W. H. 與 Pratt, D. T.（1994）。〈高超音速吸氣式推進〉（Hypersonic Airbreathing Propulsion）。AIAA Education Series。DOI：10.2514/4.470356
- Whitham, G. B.（1952）。〈超音速拋射體的流場型態〉（The Flow Pattern of a Supersonic Projectile）。Communications on Pure and Applied Mathematics，5(3)，301–348。DOI：10.1002/cpa.3160050305