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飛機在空氣中飛行時，前端對空氣産生擾動，這個擾動源以壓力擾動或壓力脈衝的形式在飛機前端形成，並以音速向外傳遞。當飛行速度小於音速時，擾動源的傳遞速度大於飛機的前進速度，因此它的傳遞方式爲四面八方；而當物體以音速或超音速運動時，擾動源的傳遞速度等於或小於飛機前進的速度，如此後續時間的擾動就會與已產生的擾動源重疊在一起，形成較強的波動，週遭的空氣因此遭到強烈的壓縮，機翼的氣流狀態變得相當複雜，進而形成了震波(Shock wave)。此時飛機的飛行速度稱之為臨界速度，又稱為臨界馬赫數(critical Mach Number, Mc)。
而馬赫數(Mach Number)，即聲音的速度，簡稱為音速。音速的理論為奧地利物理學家昂斯特．馬赫(Ernst Mach)於1887年所發表，即飛行體飛行的速度比聲音快或慢，會隨著溫度改變音速也會改變。馬赫數以標準海平面聲音傳播的速度每秒340.24公尺為計算標準，不過一般是以當時飛行的空氣層的音速來計算馬赫數。音速的特性分為以下四類。
次音速(Subsonic)：馬赫數小於0.8者。
穿音速(Transonic)：馬赫數小於1.2而大於0.8者。
超音速(Supersonic)：馬赫數由1.2至5.0者。
極音速(Hypersonic)：馬赫數超過5以上者。
空氣在通過震波時，受到薄薄的一層稠密空氣阻滯，使得氣流速度急驟降低，由阻滯所産生的熱量來不及消散，於是加熱了空氣。加熱所需的能量由損耗的動能而來。於是能量發生了轉變，由動能轉變爲熱能。動能的損耗表示産生了一種特別的阻力，這阻力由於是隨著震波的形成而來，故稱之為“震波阻力”，簡稱波阻。以能量的觀點看來，波阻就是這樣産生的。
以機翼上表面壓力分佈的觀點來看，震波阻力産生的情況大致如下；依據對機翼所作的風洞實驗，在超音速飛行的情況時，機翼上的壓力分佈偏向後緣部份。而在穿音速飛行的情況下，機翼上只有摩擦阻力、壓差阻力及誘導阻力，其壓力分佈移向前緣部份。由此可以看出，在穿音速飛行情況下，弓形波(Bow wave)向前緣移動，故其沿著與飛行相反的方向上所產生的合力，即阻力並不是很大，其中包括翼型阻力及誘導阻力。
而所謂的弓形波定義為何。當飛行速度達到馬赫數1.05時，在機翼前緣後的空氣來不及接觸到聲波，隨即被機翼排出。在機翼前緣形成的震波即稱之為“弓形波”，因外形呈現弧狀近似弓。若飛行速度再行增加且高出臨界馬赫數許多時，則弓形波就會更向機翼前緣移動，震波與弓形波的相切角度會更大。
但在超音速飛行的情況下，壓力分佈變化非常大，弓形波向後遠遠地移動到尾部，而且向後方的相切角度縮小得很厲害，同時它的絕對值也有增加。因此若不考慮機翼前緣壓力的上升，那麽壓力分佈沿與飛行相反方向的合力會急劇增大，使得整個機翼的總合阻力有很大幅度的增加，這附加部分的阻力就是波阻。由於波阻來自機翼前後的壓力差，所以波阻實際上也是一種壓差阻力。理所當然，若航空器或機翼上的任何一點氣流速度不接過音速，是不會産生震波及波阻。
阻力對於飛機的飛行性能具有很大的影響，特別是在高速飛行時，震波和波阻的産生，對飛機的飛行性能影響更大。這是因爲波阻產生的數值很大，能夠消耗掉發動機大部分的動力。若當飛行速度在音速附近時，依據公式的計算，波阻可能消耗掉發動機大約全部動力的四分之三，此時阻力係數會急驟的增加好幾倍。這就是由於飛機上出現了震波和波阻的緣故。
由以上所述來看，波阻的大小顯然與震波的形狀有關，而震波的形狀在飛行時馬赫數不變的情況下；又主要決定於物體或飛機的形狀，特別是前端或機首的形狀。按相對於飛行速度（或氣流速度）是成垂直或成傾斜的狀態，有正震波和斜震波兩種不同的形狀。成垂直的是正震波，成傾斜的是斜震波。
在飛行時馬赫數超過1時（若馬赫數等於2），如果物體的頭部尖削，呈現矛頭狀或刀刃狀，則形成的是斜震波；如果物體的頭部是呈現圓鈍的形狀，在物體的前面形成的則是正震波。正震波沿著上下兩端逐漸傾斜，在較遠處形成爲斜震波，最後逐漸減弱成爲微弱擾動的邊界波動。斜震波的情形也是一樣的，到末端也逐漸減弱而轉化爲邊界波動。在正震波之後的一小塊空間，氣流穿過正震波，消耗的動能很大，在由超音速降低到穿音速，在這裏形成一個穿音速區域。
馬赫數的大小也對震波的形狀有影響，當馬赫數等於1或稍大於1（例如馬赫數等於1.052）時，在尖形（如炮彈）物體前面形成的是正震波。若馬赫數超過1相當多（例如馬赫數等於2.526），形成的則是斜震波。
正震波的波阻要比斜震波大，因爲在正震波下，空氣被壓縮得相當厲害，震波後的空氣壓力及密度上升到最高，震波的強度最大，當超音速的氣流通過時，空氣粒子受到的阻滯最為強烈，於是速度大幅度降低，動能消耗變得很大，這表示産生的波阻很大；相反的斜震波對氣流的阻滯較小，氣流速度降低不多，動能的消耗也較小，因此波阻也變小。斜震波傾斜的越厲害，波阻就越小。
而馬赫數(Mach Number)，即聲音的速度，簡稱為音速。音速的理論為奧地利物理學家昂斯特．馬赫(Ernst Mach)於1887年所發表，即飛行體飛行的速度比聲音快或慢，會隨著溫度改變音速也會改變。馬赫數以標準海平面聲音傳播的速度每秒340.24公尺為計算標準，不過一般是以當時飛行的空氣層的音速來計算馬赫數。音速的特性分為以下四類。
次音速(Subsonic)：馬赫數小於0.8者。
穿音速(Transonic)：馬赫數小於1.2而大於0.8者。
超音速(Supersonic)：馬赫數由1.2至5.0者。
極音速(Hypersonic)：馬赫數超過5以上者。
空氣在通過震波時，受到薄薄的一層稠密空氣阻滯，使得氣流速度急驟降低，由阻滯所産生的熱量來不及消散，於是加熱了空氣。加熱所需的能量由損耗的動能而來。於是能量發生了轉變，由動能轉變爲熱能。動能的損耗表示産生了一種特別的阻力，這阻力由於是隨著震波的形成而來，故稱之為“震波阻力”，簡稱波阻。以能量的觀點看來，波阻就是這樣産生的。
以機翼上表面壓力分佈的觀點來看，震波阻力産生的情況大致如下；依據對機翼所作的風洞實驗，在超音速飛行的情況時，機翼上的壓力分佈偏向後緣部份。而在穿音速飛行的情況下，機翼上只有摩擦阻力、壓差阻力及誘導阻力，其壓力分佈移向前緣部份。由此可以看出，在穿音速飛行情況下，弓形波(Bow wave)向前緣移動，故其沿著與飛行相反的方向上所產生的合力，即阻力並不是很大，其中包括翼型阻力及誘導阻力。
而所謂的弓形波定義為何。當飛行速度達到馬赫數1.05時，在機翼前緣後的空氣來不及接觸到聲波，隨即被機翼排出。在機翼前緣形成的震波即稱之為“弓形波”，因外形呈現弧狀近似弓。若飛行速度再行增加且高出臨界馬赫數許多時，則弓形波就會更向機翼前緣移動，震波與弓形波的相切角度會更大。
但在超音速飛行的情況下，壓力分佈變化非常大，弓形波向後遠遠地移動到尾部，而且向後方的相切角度縮小得很厲害，同時它的絕對值也有增加。因此若不考慮機翼前緣壓力的上升，那麽壓力分佈沿與飛行相反方向的合力會急劇增大，使得整個機翼的總合阻力有很大幅度的增加，這附加部分的阻力就是波阻。由於波阻來自機翼前後的壓力差，所以波阻實際上也是一種壓差阻力。理所當然，若航空器或機翼上的任何一點氣流速度不接過音速，是不會産生震波及波阻。
阻力對於飛機的飛行性能具有很大的影響，特別是在高速飛行時，震波和波阻的産生，對飛機的飛行性能影響更大。這是因爲波阻產生的數值很大，能夠消耗掉發動機大部分的動力。若當飛行速度在音速附近時，依據公式的計算，波阻可能消耗掉發動機大約全部動力的四分之三，此時阻力係數會急驟的增加好幾倍。這就是由於飛機上出現了震波和波阻的緣故。
由以上所述來看，波阻的大小顯然與震波的形狀有關，而震波的形狀在飛行時馬赫數不變的情況下；又主要決定於物體或飛機的形狀，特別是前端或機首的形狀。按相對於飛行速度（或氣流速度）是成垂直或成傾斜的狀態，有正震波和斜震波兩種不同的形狀。成垂直的是正震波，成傾斜的是斜震波。
在飛行時馬赫數超過1時（若馬赫數等於2），如果物體的頭部尖削，呈現矛頭狀或刀刃狀，則形成的是斜震波；如果物體的頭部是呈現圓鈍的形狀，在物體的前面形成的則是正震波。正震波沿著上下兩端逐漸傾斜，在較遠處形成爲斜震波，最後逐漸減弱成爲微弱擾動的邊界波動。斜震波的情形也是一樣的，到末端也逐漸減弱而轉化爲邊界波動。在正震波之後的一小塊空間，氣流穿過正震波，消耗的動能很大，在由超音速降低到穿音速，在這裏形成一個穿音速區域。
馬赫數的大小也對震波的形狀有影響，當馬赫數等於1或稍大於1（例如馬赫數等於1.052）時，在尖形（如炮彈）物體前面形成的是正震波。若馬赫數超過1相當多（例如馬赫數等於2.526），形成的則是斜震波。
正震波的波阻要比斜震波大，因爲在正震波下，空氣被壓縮得相當厲害，震波後的空氣壓力及密度上升到最高，震波的強度最大，當超音速的氣流通過時，空氣粒子受到的阻滯最為強烈，於是速度大幅度降低，動能消耗變得很大，這表示産生的波阻很大；相反的斜震波對氣流的阻滯較小，氣流速度降低不多，動能的消耗也較小，因此波阻也變小。斜震波傾斜的越厲害，波阻就越小。
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