在20世纪40年代以后，随着飞机的飞行速度越来越高，然而每当飞机的速度越来越接近音速时，飞机仿佛撞到了一堵墙，阻力激增，升力骤减，飞机机体会发生剧烈的抖振，变得很不稳定，而且几乎失去操纵能力，严重时会使飞机的机体结构发生破坏，造成飞机在空中解体失事。这就是所谓的“声障”现象。“声障“是由飞机在接近音速的飞行中产生的激波阻力导致的，这曾经一度成为飞机速度进一步提高的不可逾越的魔碍。要了解激波的产生，这还要从扰动波在空气中的传播特点谈起。
一、扰动极其传播
所谓扰动就是在流体所占据的空间中，如果某处的流体压强、密度、和温度等参数发生了变化，那么这种现象就叫做扰动，而引起流体变化的根源就叫做扰动源。根据扰动所造成流体参数变化的大小可以将扰动分为弱扰动与强扰动。
平静的水面受到扰动产生波纹
扰动在流体介质中是以波的形式向外传播的，受扰动流体与未受扰动流体的分界面就是扰动波或者叫扰动波面。对流体介质压缩的额扰动称为压缩扰动或者压缩波对流体介质引起膨胀作用的扰动波称为膨胀扰动或者膨胀波。不论压缩还是膨胀，也不管流体介质是静止的还是运动的，只要扰动是微弱扰动，所产生的扰动波都是按照声速相对介质而言向外传播。
举个详细的例子：如假设有一个扰动源O扰动了平静的空气，产生了声波，并以声速c向四面八方传播。根据扰动源的运动状态，它对空气的扰动可以有以下四种情况。
1、扰动源静止，即v=0的情况。假设弱扰动源O每隔1 S发出一次弱扰动波，图示为4s后的一瞬间弱扰动波的四个波面位置，它们是四个同心的球面。最外边的球面半径为4c，是4 s前发出的一个弱扰动波经过4 s后到达的位置。最里面的球面半径是c，是1s前发出的弱扰动波面经过1s后到达的位置。由于v=0，因此每个弱扰动波面都以扰动源O为球心向四周传播。球面波内的空气都已受到扰动，而球面波外的空气尚未受到扰动。但只要有足够的时间,弱扰动波是会波及到整个空间的。
v=0时扰动的传播
2、扰动源以亚声速(v<c)运动时，对空气的扰动情况。这时，每次从弱扰动源O发出的弱扰动波仍以声速c进行传播，但由于扰动波本身还跟随扰动源以速度v向左流动，所以弱扰动波的运动是以上两个运动的叠加。因此在运动方向上，弱扰动波的相对运动速度要慢一些，而在运动的反方向上，相对运动速度要快一些。此时，弱扰动波的传播对扰动源O来讲已不再是球对称的了，而是向扰动源运动的方向那边偏。但只要时间足够，弱扰动波仍然会波及到整个空间。
v<c时扰动的传播
3、扰动源以声速运动时，对空气的扰动情况。因为V=C，因此在运动方向上弱扰动波的相对运动速度等于零。这样每次从弱扰动源O发出的弱扰动波就不能波及全部空间。它的分界面是由弱扰动波面构成的公共切平面AOA。切平面右侧的半个空间是弱扰动源的影响区，切平面左侧的半个空间是无扰区。弱扰动源对切平面左侧的空间不能产生干扰。因此，扰动源以亚声速运动和以声速运动时对空气的干扰是有本质区别的。
v=c时扰动的传播
4、扰动源以超声速运动时，对空气的扰动情况。在第四秒钟末，可以看到第一秒钟初发出的弱扰动波面的球面半径已扩展为4c，而球心则随扰动源向左移动了4v的距离。由于v>c，因此，弱扰动源O必然在球面的左边界的左侧。同样，第四秒初发出的弱扰动波的球面半径是1c，而该球心随扰动源向左移动的距离为v，由于v>c，弱扰动源O也必然会处在弱扰动波球面的左侧。因此经过4秒钟后，这些被扰动源扰动的球波面的公切面将是一个母线为直线OA的圆锥波面。这个圆锥面称为马赫锥面，简称马赫锥。随着扰动源运动速度的增大，马赫锥将减小，扰动影响区也将缩小。
v>c时扰动的传播
因此在超声速扰动源运动过程中，扰动源O的影响区只在马林锥面内，而在马赫锥面外，都是非干扰区的空间，此处的空气完全没有受到干扰。因此可以说马赫锥是把被干扰的空气和未被干扰的空气分开来的分界面。这个分界面是由一系列互相邻近的弱扰动波组成的，因此叫弱扰动“边界波”。空气通过弱扰动边界波之后，压力，密度只发生非常微小的变化。
所以弱扰动在亚声速和超声速运动时的传播情形是不同的。扰动源以亚声速运动时，整个空间逐渐都会成为被扰动区。而在超声速运动时，被扰动的范围只限于马赫锥内，马赫锥以外的气流不受扰动的影响。当运动速度比声速大得越多时，扰动波向前传播越困难，扰动范围也就越小。
二、激波的产生与激波阻力
了解了弱扰动源造成的弱扰动波在空气中的传播情况后，飞机或导弹飞行时所造成的强优动在空气中的传播情况也基本一样。飞行器可以看成是无数粒子的组合，在超声速飞行时，无数微弱扰动波在飞行器表面或表面附近聚集在一起，即会形成强度很高的边界扰动波。这会对空气起的是一种很强的压缩作用，则所形成的扰动边界波就是一种强波。这道强波将使空气在边界波位置处受到强烈压缩，波后空气压强、密度和温度都突跃升高，流速和马赫数则突然下降。这道强边界波就是超声速气流中所谓的激波，也称为冲击压缩波或冲波。
气流中的激波本质上是一道强压缩波面，即由受到强烈压缩的一层薄薄的空气微团所构成的一个界面，该界面厚度非常小，只有千分之一到万分之一毫米。组成激波这一薄层界面的空气微团也不是一层不变的，随着飞机的不断前行也是在不断更新的。气流通过激波界面时，所经过的空气微团均受到很强的阻滞作用，它们的速度锐减，而压强、温度和密度剧烈升高，并且带着变化后的物理参数向后流去。
气流通过正激波后各项参数的变化情况
激波有正激波和斜激波之分，而曲线激波可看成是由正激波和斜激波组合而成。正激波是指波面和流速相垂直的激波，波后气体流向不变。斜激波是指波面相对于气流方向倾斜成一定角度的激波，波后气体流向发生改变。正激波对气流的压缩作用强于斜激波，斜激波倾斜程度越大其强度越弱。随马赫数增大，激波变强，激波所处位置后移。
超声速飞行时，钝头飞行器的头部前方大多产生脱体曲线激波，尖头飞行器的头部大多产生附体斜激波，可以说飞行器是顶着激波飞行的。在飞行马赫数等于或稍大于1时，不论飞行器的头部形状如何,头部前方都将产生脱体近似正激波。
三、解决方法
1、因为斜激波能够减弱激波的阻力，所以战机的机头采用锥形设计，机翼上也采用相对厚度与前缘曲率都比较小的翼型。
锥形头部能产生斜激波
2、大后掠角机翼与超临界翼型
因为当飞机的飞行速度在等于或者稍微大于1时，不管飞机的形状如何，只要产生激波，都近似是正激波。而在实际的飞行中，即使飞机飞行速度还没有达到音速，但是飞机机翼表面上仍然可能会出现小区域的超声速流动，由于超声速值不大，会产生局部正激波，严重阻碍了飞机的正常稳定的飞行。
翼型上缘最高点处速度比前缘来流速度大图中前方来流以速度为高亚声速流向机翼，翼型上表面比下表面凸一些，根据流动的质量连续性定理，气流从机翼前缘流向机翼上表面最高点时速度是不断增大的。机翼上表面最高点的流速最大，能达到1马赫左右，产生局部激波。
局部激波为正激波
气流在机翼上表面经过一道正激波后，流速大减，极易出现分离，使得飞机的阻力激增，升力骤降，并且流经机翼和机身的气流变得紊乱，飞机抖动加剧，操纵困难，严重时会出现解体，机毁人亡。因此为了解决这一魔咒，就要使得飞机机翼在尽量短的时间待在马赫数为1左右的飞行状态中。也就是要延缓局部激波的产生。这就有两种解决办法：
一种就是采用超临界翼型，实质就是将翼型的上表面变得平缓一些，使机翼上表面的速度与机头来流的速度尽可能的保持一致。从而延缓局部激波的产生。另外这种翼型又通过增加下表面后缘部分的弯度来弥补升力的不足。从而使得飞机在跨声速时的气动特性比较平缓。
超临界翼型与常规翼型比较
另一种解决办法就是采用大后掠角的机翼，后掠机翼与平直机翼相比，降低了机翼上的有效速度。当气流以流过后掠翼时，由于后掠角的影响，只有垂直机翼前缘的气流速度分量是产生升力的有效速度。另一个沿着机翼方向的速度分量只能产生摩擦阻力，对产生升力不起作用。因此作用到后掠翼上的实际有效速度比飞行速度小。因此后掠翼可以提高飞机的临界马赫数，推迟局部激波的产生。现代超声速飞机的机翼后掠角一般在45度左右。机翼的后掠角越大，相同飞行速度下作用在机翼上的有效速度就越小，临界马赫数也就越大。
后掠机翼与平直机翼相比
当然这只是主要的几种解决方法，飞行技术在几十年的发展中，人们还做了许多尝试。比如采用变后掠翼（虽然现在已经被摒弃了）；根据跨音速面积律设计出的蜂腰式机身；采用无尾式布局，鸭式布局，正常式布局加大边条等等。
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