超臨界翼型

超臨界翼型是一種為提高臨界馬赫數而採取的特殊翼型，能夠使機翼在接近音速時阻力劇增的現象推遲發生。當氣流繞過普通翼型前緣時，上表面流速增加較快。當飛行速度接近高亞音速時，翼型上表面的局部流速可以達到音速。這時的飛行馬赫數成為臨界馬赫數。當飛行速度繼續增加，就會遇到強烈的激波阻力。這時如果繼續增加速度，發動機的功率會被大量消耗，甚至會發生飛行事故。因此，提高飛行速度就需要提高機翼的臨界馬赫數。 ^[1] 

1967年，NASA蘭利中心的Richard Whitcomb最早提出了超臨界翼型的設計思想。與常規翼型相比，超臨界翼型頭部比較豐滿，上表面比較平坦，曲率較小，後緣附近下表面內凹，以增大翼型後段彎度。特殊的氣動外形使得超臨界翼型在較高馬赫數時，上表面無明顯加速，仍能保持均勻的低超聲速流動，波前馬赫數不高，激波位置靠後且強度較弱。以上流動特點，能夠提高超臨界翼型的阻力發散馬赫數，增大大型飛機的巡航速度，提高巡航效率。 ^[2] 

1964年，惠特科姆開始考慮提高機翼效率。他當時的設計思想與20世紀30年代以來一直沿用的翼型曲線相去甚遠。經典翼型是上面較圓的弧形。人們認為，這樣能產生最大的升力。惠特科姆用了二年時間，對機翼的形狀進行了耐心的研究，並在風洞裏進行了幾周試驗。他發現，機翼頂面越是平坦，上面的氣流越是趨於平滑。超臨界機翼由於具有較高的氣動效率、較高的巡航馬赫數及較大的機翼相對厚度而被廣泛應用於新一代民用飛機及軍用運輸機上，這種翼型也被用於設計超臨界機動戰鬥機的試驗中，致使20世紀70年代後半期之後，幾乎被所有主要跨聲速飛機所採用。 ^[3] 

超臨界翼型的頭部比較豐滿，消除了前緣的負壓峯值使氣流較晚達到聲速：吸取了平頂翼型設計的優點，翼型上表面中部比較平坦；後部向下彎曲，有利於緩和激波誘導邊界層分離；為了彌補翼型中段升力不足，一般將後緣附近的下表面，做成內凹形，使後部升力增加，因此超臨界翼型有更高的臨界馬赫數和更大的超臨界馬赫數使用範圍。超臨界翼型能在同樣的相對厚度下得到更高的阻力發散馬赫數，而在同樣的阻力發散馬赫數下相對厚度可以提高30%~50%，這樣可以在不增加重量條件下，提高飛機強度和剛度，增大展弦比和升阻比。 ^[3]