20世紀60年代初，為了提高亞聲速商用飛機的效率，需要盡量延遲阻力激增馬赫數。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下，在翼型上表面總存在某一點，其當地速度為上表面的最大值。在這一點上，當地速度總是隨著來流馬赫數的增加而持續(xù)增加。當該點的當地馬赫數達到1時，對應的來流馬赫數稱為臨界馬赫數Macr。臨界馬赫數取決于外形的幾何形狀和迎角。對于給定的翼型，臨界馬赫數通常隨著迎角的增加而降低。

隨著來流馬赫數超過Macr，在翼型表面有不止一個點的當地速度超過聲速，將會出現一塊當地馬赫數大于1的區(qū)域。由于翼型后面的流動馬赫數必須等于來流馬赫數（亞聲速），超聲速區(qū)最終以一道激波結束。對于普通翼型，這將誘導出顯著的流動分離，導致阻力系數的迅速增加。翼型表面形成的激波一方面將導致流動分離、升力損失和阻力的增加，另一個方面，由于機翼發(fā)生分離后其表面脫落的非定常湍流會引起平尾的抖振現象。

對于超臨界翼型，大量減小上表面中間區(qū)域曲線的曲率將降低激波的強度和影響范圍，因此激波阻力相應地減小了，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充。超臨界翼型能大大提高臨界馬赫數和阻力發(fā)散馬赫數。

超臨界機翼具有以下3方面優(yōu)勢：

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

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

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

當然，超臨界機翼也有缺點，機翼后部彎度大，導致低頭力矩過高，于是需要提高尾翼載進行配平，進而導致增大所需的機翼升力，而隨著升力增大，阻力激增馬赫數會顯著減小，從而部分喪失超臨界機翼的阻力激增馬赫數提高帶來的好處。其他缺點還包括：后部上下表面存在陡峭的逆壓梯度，機翼后部相對較薄，結構設計困難，增升裝置安裝不便。

部分內容摘自：《民用客機發(fā)展演變》、《飛機的性能、穩(wěn)定性、動力學與控制》