超臨界機翼

大型飛機採用超臨界機翼,並具有尺度大、飛行雷諾數高等特點,其研製中必須解決好高升阻比機翼、翼身組合體設計,推進系統/機體一體化設計,抖振特性、靜氣動彈性特性預測及超臨界機翼流動控制等高速氣動力問題。

超臨界機翼採用特殊翼剖面（翼型）的機翼。它能提高機翼的臨界馬赫數，使機翼在高亞音速時阻力急劇增大的現象推遲發生。它的翼型被稱為超臨界翼型，由美國R.T.惠特科姆於 1967年首先提出。 其形狀特徵是前緣較普通翼型鈍圓，上表面平坦,下表面接近後緣處有反凹(見圖)，後緣薄,而且向下彎曲。氣流繞過普通翼型前緣時速度增加較多(前緣越尖，迎角越大，增加越多），在翼型上表面流速繼續增加。翼型厚度越大，上表面越向上隆起，速度增加也越多。飛行速度足夠高時(相當馬赫數0.85～0.9),翼型上表面的局部流速可達到音速。這時的飛行馬赫數稱為臨界馬赫數。飛行速度再增加，上表面便會出現強烈的激波，引起氣流分離，使機翼阻力急劇增加。為了保持飛機飛行的經濟性，飛行馬赫數不宜超過臨界馬赫數。想要提高飛行速度就要設法提高機翼臨界馬赫數。減小機翼厚度或採用後掠機翼（見後掠翼飛機）可以提高臨界馬赫數，但是這樣會增加機翼重量。採用超臨界機翼可提高臨界馬赫數，同時不必付出增加機翼重量的代價。

超臨界翼型的前緣鈍圓，氣流繞流時速度增加較少，平坦的上表面又使局部流速變化不大。這樣，只有在飛行馬赫數較高時，上表面局部氣流才達到音速，即其臨界馬赫數較高。在達到音速後，局部氣流速度的增長較慢，形成的激波較弱，阻力增加也較緩慢。

超臨界機翼還可用於減輕飛機結構重量。如果帶後掠翼的高亞音速飛機改用超臨界機翼，在保持飛行速度不變的情況下，可以在機翼厚度不變時改用平直機翼，這樣就可減輕機翼重量，同時改善機翼的低速氣動特性。如維持後掠角不變而採用厚機翼，同樣可降低機翼重量，還可增加機翼內的容積，用以放置燃油或其他設備。超臨界機翼由於前緣鈍圓，低速和跨音速的升力特性比較好，有可能應用在超音速飛機上。

二十世紀60年代到70年代在NASA內部集中力量發展了具有二位跨音速紊流流動病能提高阻力發散馬赫數的實用翼型，同時該翼型能夠保持可接受的低速最大勝利和失速特性，這就是所謂的超臨界機翼。這種建立在帶有等熵再壓縮的局部超音速流概念上的獨特翼型形狀的特點是：具有大的前緣半徑，在上表面中部區域減小曲率，同時具有大的後彎度。

就目前為止NASA超臨界翼型的發展至少經歷了三個階段。

階段1超臨界機翼的典型代表是開縫超臨界機翼。該翼型的3/4弦長附近的上下表面之間開了一條縫，以給上下表面層增加能量和延遲分離。其上表面大部分區域保持着超音速流，當超過臨界馬赫數後具有良好的亞音速阻力增長特性。

階段2超臨界機翼設計是在上面提到的設計準則基礎上設計的。每一翼型的設計條件是通過指定最大厚度和升力係數而讓馬赫數“浮動”來建立的，以便翼型能達到一般設計和非設計壓力分佈。該階段所有的設計均假定在3%弦長處達到全紊流。

階段3超臨界機翼是在階段2的基礎上發展的。當階段2的超臨界翼型提出後，人們擔心超臨界翼型的後緣半徑太大而不能獲得很好的低速特性，以及翼型的低頭力矩太大和翼型後緣剪頭的結構空間不夠大。階段3的發展就是為了結局這些問題。 ^[1]