一、概述

二、机理

三、应用

一、概述

超临界翼型（Supercritical airfoil）是一种高性能的超音速翼型。超临界翼型是一种为提高临界马赫数而采取的特殊翼型，能够使机翼在接近音速时阻力剧增的现象推迟发生。它是由美国国家航空航天局（NASA）兰利研究中心的理查德.惠特科姆（Richard T.Whitcomb 1921-）在1967年提出的。这种翼型属于双凸翼型的一种，但样子看起来像一个倒置的层流翼型，即下表面鼓起，而上表面较为平坦。超临界翼型的最大优势是可以将临界马赫数大大提高，一般可以提高0.06-0.1，因此可以获得较好的跨音速和超音速飞行性能。

超临界翼型目的在于提高临界马赫数，使得设计指标中的设计点的飞行马赫数（通常是经济巡航马赫数）略低于阻力发散马赫数。超临界翼型的判别不只纠结于其外形上的几个特点，而是其阻力发散马赫数是否稍稍高于设计点马赫数，以发挥其优越性。以某型客机为例，其设计巡航马赫数为0.76。假设：现在设计人员纠结于通常理解的“超临界翼型”的几个几何外形特点，设计的翼型阻力发散马赫数为0.86，高出巡航点0.1，为了达到这么高的阻力发散马赫数，翼型厚度设计为10%。而从超临界翼型的最初目的出发，设计出的翼型满足升力、阻力指标，但并没有”前缘钝圆，上表面平坦，下表面在后缘处有反凹，且后缘较薄并向下弯曲“这样的特点，但是这样的翼型的阻力发散马赫数为0.78，比上一个设计低了很多，比巡航点高了一点点，但此时翼型相对厚度达到13%，那么此时的超临界翼型就显示出其为”超临界“的优势了，不但满足升力、阻力、巡航马赫数等等指标要求，还使得相对厚度增加，可以减少结构重量，增加燃油储备空间，进而增加民航客机的经济性。

二、机理

当气流绕过普通翼型前缘时，上表面流速增加较快。当飞行速度接近高亚音速时，翼型上表面的局部流速可以达到音速。这时的飞行马赫数成为临界马赫数。当飞行速度继续增加，就会遇到强烈的激波阻力。这时如果继续增加速度，发动机的功率会被大量消耗，甚至会发生飞行事故。因此，提高飞行速度就需要提高机翼的临界马赫数。

三、应用

1967年，美国著名航空科学家惠特科姆提出超临界翼型。与普通翼型相比，超临界翼型的特点是前缘钝圆，上表面平坦，下表面在后缘处有反凹，且后缘较薄并向下弯曲。1969年美国人科恩运用理论方法设计出超临界翼型，在巡航状态下上表面大部分区域为超音速区。20世纪70年代的几次飞机试验表明，这种机翼非常成功，逐渐被跨音速飞机所采用，广泛用于大型民航机上和一些战斗机上。超临界翼型有利于防止出现激波和减小附面层分离的程度，进而提高临界马赫数。它还有利于减轻飞机的结构重量，同时改善低速飞行的性能。但它由于上表面平坦，在减缓气流加速的同时，也会减小升力，为克服这一缺点，可增加下翼面后缘部分的弯曲来弥补升力的不足。