超临界翼型

超音速翼型是为了提高临界马赫数而采用的一种特殊翼型，它可以延缓接近音速时机翼的阻力剧增。这是美国宇航局兰利研究中心的理查德.怀特库姆在1967年提出的。超临界机翼型与一般机翼型相比，具有前缘钝圆、上表面平坦、下表面反凹、后缘较薄和向下弯曲等特点。但是由于其表面较平，在减缓气流速度的同时，也降低了升力，为了克服这一缺点，可以通过增加下翼面后缘部分的弯曲来弥补升力。

原则上

超音速翼型是为了提高临界马赫数而采用的一种特殊翼型，它可以延缓接近音速时机翼的阻力剧增。在正常机翼前缘的流动过程中，机翼上表面的流动速度增加较快。在飞行速度接近高亚音速的情况下，翼面局部流速可达到音速。此时飞行马赫数变成了临界马赫数。随着航速的不断提高，将会遇到强大的激波阻力。此时若继续提高转速，发动机功率将大量消耗，甚至会发生飞行事故。所以，要提高飞行速度，必须增加机翼的临界马赫数。[1]

RichardWhitcomb于1967年在NASA兰利中心首次提出了超临界机翼的设计思想。超临界机头的翼型比传统机头丰满，机头上表面平坦，曲率较小，近后部边缘的下部凹陷。

用来增加翼型的后段弯曲。其独特的气动外形，使超临界机翼在高马赫数下，上表面无明显加速，仍然保持均匀的低超声波速度流动，波前马赫数不高，激波位置靠后，强度较弱。上述流场特征，可以提高超临界机翼阻力发散马赫数，增加大型飞机的巡航速度，提高巡航效率。[2]

超超临界机翼的产生过程

在1964年，惠特科姆开始考虑改进机翼的效率。那时候，他的设计思想与上世纪30年代一直沿用的翼型曲线有很大区别。典型的机翼形状是上部的圆弧。这被认为是产生最大升力的原因。Whitcolm花了两年时间耐心地研究机翼的形状，并在风洞中做了几个星期的实验。他发现，机翼顶部越平坦，上面的气流就越平滑。在20世纪70年代后期，超临界机翼因其高气动效率、高巡航马赫数和相对厚度等特点，在新一代民用飞机和军用运输机上得到了广泛应用，并在超临界机动战斗机的设计试验中得到了应用，几乎所有大型跨音速飞机都采用了超临界机翼。

特色

由于消除前缘负压峰，超临界机头更加饱满，使得气流在后期达到声场。

速度：吸取了平坦翼型设计的优点，翼型上中部比较平坦，后部向下弯曲，有利于十面角缓和激波，从而诱导边界层分离；为弥补翼型中间升力不足，一般将靠近后部边缘的下部表面做成内凹，使后部升力增大，从而使超临界翼型具有较高的临界马赫数和较大的超临界马赫数使用范围。在相同的相对厚度下，超临界机翼可获得较高的抗拉马赫数，而在相同的抗拉马赫数下，可提高相对厚度30%~50%，从而在不增加重量的情况下，提高机身的强度和刚度，增加展弦比和升阻比。