20世紀(jì)60年代初，為了提高亞聲速商用飛機(jī)的效率，需要盡量延遲阻力激增馬赫數(shù)。1967年，美國國家航空航天局（NASA）蘭利研究中心的理查德?惠特科姆（Richard T.Whitcomb）提出了“超臨界翼型”。這種翼型屬于雙凸翼型的一種，看起來像一個(gè)倒置的層流翼型，即下表面鼓起，而上表面較為平坦。

今天我們就聊聊超臨界翼型。

在給定的來流馬赫數(shù)下，在翼型上表面總存在某一點(diǎn)，其當(dāng)?shù)厮俣葹樯媳砻娴淖畲笾?。在這一點(diǎn)上，當(dāng)?shù)厮俣瓤偸请S著來流馬赫數(shù)的增加而持續(xù)增加。當(dāng)該點(diǎn)的當(dāng)?shù)伛R赫數(shù)達(dá)到1時(shí)，對(duì)應(yīng)的來流馬赫數(shù)稱為臨界馬赫數(shù)Macr。臨界馬赫數(shù)取決于外形的幾何形狀和迎角。對(duì)于給定的翼型，臨界馬赫數(shù)通常隨著迎角的增加而降低。

隨著來流馬赫數(shù)超過Macr，在翼型表面有不止一個(gè)點(diǎn)的當(dāng)?shù)厮俣瘸^聲速，將會(huì)出現(xiàn)一塊當(dāng)?shù)伛R赫數(shù)大于1的區(qū)域。由于翼型后面的流動(dòng)馬赫數(shù)必須等于來流馬赫數(shù)（亞聲速），超聲速區(qū)最終以一道激波結(jié)束。對(duì)于普通翼型，這將誘導(dǎo)出顯著的流動(dòng)分離，導(dǎo)致阻力系數(shù)的迅速增加。翼型表面形成的激波一方面將導(dǎo)致流動(dòng)分離、升力損失和阻力的增加，另一個(gè)方面，由于機(jī)翼發(fā)生分離后其表面脫落的非定常湍流會(huì)引起平尾的抖振現(xiàn)象。

對(duì)于超臨界翼型，大量減小上表面中間區(qū)域曲線的曲率將降低激波的強(qiáng)度和影響范圍，因此激波阻力相應(yīng)地減小了，更重要的是分離大大地推遲了。由于減小了上表面的曲率，升力將有所損失，這將由超臨界翼型后段的大彎度來補(bǔ)充。超臨界翼型能大大提高臨界馬赫數(shù)和阻力發(fā)散馬赫數(shù)。

超臨界機(jī)翼具有以下3方面優(yōu)勢(shì)：

（1）在機(jī)翼厚度比和后掠角不變的情況下，可以將阻力激增馬赫數(shù)提高0.05。在不增加結(jié)構(gòu)重量的情況下提高飛機(jī)速度，可以降低飛機(jī)的直接運(yùn)營成本。上述成果是在燃油消耗幾乎相同的條件下獲得的。

（2）對(duì)于給定的阻力激增馬赫數(shù)和后掠角，可以采用較厚的機(jī)翼（會(huì)使翼型阻力有所增加），增加機(jī)翼容積，也可以顯著降低機(jī)翼重量，或者提高機(jī)翼展弦比。

（3）對(duì)于給定的阻力激增馬赫數(shù)和厚度比，可以減少機(jī)翼后掠角，從而提高最大升力和起飛、著陸狀態(tài)的升阻比，提高設(shè)計(jì)巡航升力系數(shù)，并且對(duì)于給定的展弦比，可以減輕機(jī)翼重量。

當(dāng)然，超臨界機(jī)翼也有缺點(diǎn)，機(jī)翼后部彎度大，導(dǎo)致低頭力矩過高，于是需要提高尾翼載進(jìn)行配平，進(jìn)而導(dǎo)致增大所需的機(jī)翼升力，而隨著升力增大，阻力激增馬赫數(shù)會(huì)顯著減小，從而部分喪失超臨界機(jī)翼的阻力激增馬赫數(shù)提高帶來的好處。其他缺點(diǎn)還包括：后部上下表面存在陡峭的逆壓梯度，機(jī)翼后部相對(duì)較薄，結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)困難，增升裝置安裝不便。

部分內(nèi)容摘自：《民用客機(jī)發(fā)展演變》、《飛機(jī)的性能、穩(wěn)定性、動(dòng)力學(xué)與控制》