別小看它，超臨界機(jī)翼才是航空史上最重要的發(fā)明

在說印度“光輝”戰(zhàn)斗機(jī)氣動設(shè)計(jì)十分優(yōu)秀的文章中，W君提到了“超臨界機(jī)翼”。這個東西大數(shù)軍迷或者普通人都很少會注意到。原因很簡單，這是一個飛機(jī)機(jī)翼截面的設(shè)計(jì)方案，在大多數(shù)時間里大家只看到飛機(jī)機(jī)翼的造型，什么后掠翼、前掠翼、三角翼……但沒有多少人去關(guān)注飛機(jī)的機(jī)翼截面。因此這個設(shè)計(jì)也就成了大家很容易忽略掉的地方。剛好遇到了有粉絲留言：

咱們就借著這個機(jī)會展開講講吧，如果能仔細(xì)讀完，相信一個普通人的航空知識可能有質(zhì)的提升。

飛機(jī)這類比空氣重的飛行器在平飛過程中主要依靠機(jī)翼產(chǎn)生升力，這是大部分稍有文化的普通人都知道的事情。如果是進(jìn)階的軍迷會知道機(jī)翼的上表面彎曲，下表面平滑，彎曲的機(jī)翼上表面空氣流過的時候空氣流速加快、壓力降低，機(jī)翼上下表面空氣壓力不同，于是產(chǎn)生了升力。

了解這個概念，實(shí)際上你應(yīng)該可以知道——飛機(jī)并不是依靠機(jī)翼下面的空氣氣壓“托”起來，更像是飛機(jī)機(jī)翼上表面的低氣壓被“吸”起來的。咱們這樣講其實(shí)就只為了更加容易理解問題，各位先這么聽。畢竟機(jī)翼的升力原理很多，剛剛咱們說的僅僅是飛機(jī)機(jī)翼產(chǎn)生升力的一個主要原因。

產(chǎn)生“升力”的原因還有類似于“迎角效應(yīng)”、“環(huán)量”、“壓縮效應(yīng)”等等十幾種或大或小的原因。

否則這位物理老師在課堂上演示的折紙小飛機(jī)沒有什么經(jīng)典的機(jī)翼外形設(shè)計(jì)也就不可能飛起來了。

但是，上彎下平的機(jī)翼第一好理解、第二效率高，也就成了大多數(shù)人認(rèn)為飛機(jī)能飛的主要基礎(chǔ)原理。

讀到此，能理解了，你也就還是一個初級軍迷而已。咱們繼續(xù)更深入一步，你就可以了解超臨界機(jī)翼的偉大之處了。

其實(shí)，機(jī)翼上表面不彎曲，就是一塊兩面平的平板，飛機(jī)也是可以獲得升力飛起來的。

這種現(xiàn)象就是典型的“迎角效應(yīng)”——只要機(jī)翼相對來流有一個傾斜角度，空氣被迫向下偏折，機(jī)翼則獲得一個相反方向的反作用力，也就是升力。甚至你什么翼型都不做，只要是一塊平板、有迎角、有速度，它一樣能被空氣托起來。

這也就可以解釋為什么你揮動一張硬紙板，總覺得它“兜風(fēng)”；也是為什么折紙飛機(jī)哪怕長得像一塊折疊木板，只要迎角合適，依然能在教室里穩(wěn)穩(wěn)滑翔幾十米。升力不是某一個幾何曲線的特性，實(shí)際上真正的升力是機(jī)翼與空氣交換動量之后的必然結(jié)果。

當(dāng)然了，這個概念也就充分的解釋了很多軍迷的一個口頭語——“力大磚飛”。

是不是有點(diǎn)反直覺了？既然可以“力大飛磚”為什么還要整各種翼形？這里面主要是效率問題。

機(jī)翼上表面彎曲實(shí)際上是依據(jù)伯努利原理。

簡單來說，這個原理就是能量守恒定律在流體中的體現(xiàn)：在同一條氣流流線上（在不考慮外部能量輸入的情況下），氣流的總能量是一個常數(shù)。這團(tuán)氣流的總能量由兩部分組成：動能（流速）和靜壓力（內(nèi)能）。

當(dāng)氣流沿著機(jī)翼上表面被彎曲的外形所引導(dǎo)而加速時，它的動能自然就增加了。根據(jù)能量守恒，既然總能量不變，氣流就必須犧牲它的一部分能量來抵消動能的增加——它犧牲的正是靜壓力能。

換句話說：流速越快，靜壓力就越低——這是伯努利原理的精髓。

正是因?yàn)闄C(jī)翼上方的氣流被加速，靜壓力迅速下降，形成了強(qiáng)大的低壓區(qū)，這才產(chǎn)生了把飛機(jī)“吸”上去的升力。這就是為什么我們常說，理解升力原理，應(yīng)該把它看作是機(jī)翼上表面被吸上去，而不是下表面被托起來。

為什么不“力大飛磚”呢？主要的原因是“力大飛磚”只能解釋“為什么能飛”，確切的說是被頂飛，卻解釋不了“如何能飛得好”。平板靠迎角當(dāng)然能把空氣往下壓，但其代價是巨大的阻力與糟糕的升阻比——速度稍微快一點(diǎn)，就出現(xiàn)大范圍分離渦流，效率低到無法維持任何遠(yuǎn)距離、長時間的飛行需求。換句話說，磚頭不是不能飛，而是飛得極其昂貴、極其粗暴、極其不經(jīng)濟(jì)。

這樣看是不是追求“力大飛磚”很傻？但在1967年之前，人們就是這么傻！

例如第一架超音速試驗(yàn)機(jī) Bell X-1 其實(shí)就是依靠大推力火箭實(shí)現(xiàn)的超音速飛行。

由于X-1的測試成功，當(dāng)時的人們普遍認(rèn)為只要力大，即使是X-1這樣的“磚”也能飛，而且只要結(jié)構(gòu)上扛得住，X-1這樣的飛機(jī)也能超音速飛行。這一論調(diào)就影響了將近10年。

但，這個觀點(diǎn)是錯誤的，幾乎將航空飛行器的設(shè)計(jì)引向歧途。

錯誤在哪里？在二戰(zhàn)中末期人們意識到的是“音障（sound barrier）”，當(dāng)時的描述是當(dāng)飛機(jī)越來越接近音速的時候飛機(jī)所遇到的阻力增大，升力降低，所以當(dāng)時認(rèn)為飛機(jī)試圖超越音速時解體或者失控墜毀的嚴(yán)重事故是由飛機(jī)撞到了一面被極致壓縮的“空氣墻”所致。

當(dāng)時接近音速的飛機(jī)解體是由激波所致，在當(dāng)時，飛機(jī)的設(shè)計(jì)并沒有考慮到有“激波（Shock Wave）”這玩意存在。

而當(dāng)時的設(shè)計(jì)并未能像超音速戰(zhàn)斗機(jī)一樣考慮到了激波錐所對機(jī)體結(jié)構(gòu)造成的影響，當(dāng)時接近音速的飛機(jī)之所以會在飛行中解體，真正的原因并不是撞上了什么“空氣墻”，而是機(jī)翼和機(jī)身上突然出現(xiàn)了激波（Shock Wave）——一種極薄、極猛烈的壓力躍變界面。激波的厚度往往只有幾毫米，但它能讓空氣在極短距離內(nèi)從超音速瞬間跌回亞音速，伴隨著壓力暴漲、溫度飆升、密度急劇變化，整個流場會像被撕裂一樣劇烈不穩(wěn)定。

問題是——由于二戰(zhàn)時期的飛機(jī)結(jié)構(gòu)根本沒考慮過激波的存在。那時的設(shè)計(jì)完全停留在亞音速氣動的認(rèn)知中，沒有任何機(jī)體布局是按“激波錐掃過機(jī)翼和機(jī)身”的情況來建立的。結(jié)果就是——當(dāng)機(jī)翼前緣或機(jī)身表面跨越激波錐時，承受的不是平穩(wěn)的氣流，而是來自激波“鋒刃”般的壓力梯度沖擊。這種幾毫米范圍內(nèi)的巨大壓力差，會讓機(jī)翼、鉚釘、蒙皮瞬間超載，直接導(dǎo)致結(jié)構(gòu)撕裂或失控墜毀。

因此，當(dāng)時困擾工程師的根本不是“空氣把飛機(jī)擋住了”，而是“老式機(jī)翼幾乎在激波面前不堪一擊”。這才是“音障”背后的真實(shí)物理機(jī)制，也正是后來改變整個航空設(shè)計(jì)路線的關(guān)鍵轉(zhuǎn)折點(diǎn)。

這背后其實(shí)有一個很實(shí)用的小技巧：當(dāng)你看到一架現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)的三視圖時，其實(shí)可以粗略估算它的最大飛行速度。原因很簡單——現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)在設(shè)計(jì)上都會盡量讓機(jī)體縮進(jìn)激波錐內(nèi)部，避免激波錐掃過機(jī)翼或機(jī)身表面對結(jié)構(gòu)造成沖擊。因此，只要把飛機(jī)最前端與翼尖端點(diǎn)連成一條線，就能得到激波錐在最大速度下的大致包絡(luò)。 激波錐的半頂角 θ 與飛行馬赫數(shù) m 的關(guān)系非常簡單：sin(θ) = 1 / m 這意味著：激波錐越尖（θ 越小），馬赫數(shù)越高；激波錐越鈍（θ 越大），馬赫數(shù)越低。 也就是說，只要你能從三視圖上看出機(jī)體與激波錐的“幾何關(guān)系”，就能判斷這架飛機(jī)最多能飛多快。這就是為什么當(dāng)初看到所謂“殲-36”“殲-50”的圖紙時，W君幾秒鐘就能給出其理論最大速度范圍——不是神秘知識，而是最基本的激波幾何推算而已。

沒“撞墻”，而是被“切”了，那么升力消失呢？其實(shí)還是和激波有關(guān)。飛機(jī)的上表面彎曲不是有加速空氣流動的作用嗎？理論上應(yīng)該確實(shí)如此。但傳統(tǒng)翼型的上表面本來就依賴“加速氣流”來產(chǎn)生低壓區(qū)，也就是我們剛剛說的伯努利效應(yīng)。在低速時這是優(yōu)點(diǎn)，因?yàn)闅饬鞅患铀俚迷蕉啵瑝毫υ降停υ酱蟆５珕栴}在于——只要飛行速度逼近跨聲速，這個加速效應(yīng)就會把上表面的局部氣流推得過快，甚至在整機(jī)還處于馬赫0.72～0.75 時，上翼面局部已經(jīng)率先突破馬赫 1（音速） ，形成了“局部超音速區(qū)”。從這個瞬間開始，整個流場的性質(zhì)就變了。

而一旦局部超音速區(qū)存在，它前端是平滑加速，但尾端必須在某個位置突然減速回到亞音速。氣流無法自己慢慢減速，只能靠激波這把“刀”在極小的空間里強(qiáng)行把超音速氣流切斷、壓回亞音速。激波所在的位置壓力陡升，后方邊界層容易分離，機(jī)翼中后段不僅升力貢獻(xiàn)消失，甚至?xí)霈F(xiàn)負(fù)面干擾。結(jié)果就是：上表面的吸力峰被激波粗暴“掐斷”，升力曲線瞬間塌陷，阻力同時像跳水一樣暴漲。

這就是為什么上一篇文章給大家展示一架客機(jī)上機(jī)翼的超音速激波的動圖的原因。

當(dāng)然了，這也是為什么很多人信誓旦旦的看到B-52這種老掉牙的飛機(jī)“超音速”出現(xiàn)“音爆云”的原因。

很多人看到 B-52、F-111、甚至民航客機(jī)在高濕度環(huán)境下出現(xiàn)“音爆云”，就興奮地以為自己見證了“飛機(jī)超音速飛行”。其實(shí)那種云霧結(jié)構(gòu)的本質(zhì)，是機(jī)翼局部氣流在跨聲速狀態(tài)下形成的壓力躍遷，把水汽拉到飽和狀態(tài)后瞬間凝結(jié)的產(chǎn)物——與是否突破音速毫無關(guān)系。換句話說，看到“白霧”并不意味著飛機(jī)整體突破音障，只意味著機(jī)翼某個區(qū)域在低溫高濕條件下被迫經(jīng)歷了一次“局部的超音速—激波—回落亞音速”的循環(huán)。這反而說明一個事實(shí)：傳統(tǒng)翼型在跨聲速區(qū)的痛苦掙扎會直觀地寫在它的尾流結(jié)構(gòu)和濕度特效里。

問題就在這里了——只要局部超音速區(qū)提前出現(xiàn)，激波就一定會來“收賬”。激波越早來，位置越靠前，機(jī)翼后段的邊界層就越容易被震得直接分離，升力驟降、阻力暴漲，整個飛機(jī)的效率像被掐住喉嚨一樣開始滑落。這就是為什么傳統(tǒng)二戰(zhàn)翼型在跨聲速區(qū)域幾乎被物理規(guī)律按在地上摩擦：它們擁有的外形與流場結(jié)構(gòu)，本質(zhì)上就是為了亞音速升力而生，而不是為了和激波搏斗。跨聲速之后，它們就像 80 歲老大爺被硬拉去打 MMA——反應(yīng)慢、骨架弱、站不穩(wěn)，被激波掃一下就要半條命。

而這么一折騰對于機(jī)翼的結(jié)果就是——升力大幅度消失了。

你看上世紀(jì)40-50年代關(guān)于“音障”的謎案這不就“破案了”么。

鋪墊了半天，別嫌煩，如果不知道前面的東西，你就很難理解超臨界機(jī)翼。

在1967年理查德·惠特科姆（Richard Whitcomb，這位大神在解決跨音速問題上有著傳奇貢獻(xiàn)，他也是前一篇文章重點(diǎn)在講的“面積律”的發(fā)明者），提出了一個反其道而行之的方案——“超臨界機(jī)翼（Supercritical Wing）”

超臨界機(jī)翼截面看起來完全違背教科書認(rèn)知：上表面不再大幅度隆起，而是被他刻意削成幾乎平直的“平背”；下表面則在后緣畫出一條被稱為“后部加載”的反弧。這兩個看似簡單的幾何變化，恰好抓住了跨聲速氣動的本質(zhì)矛盾：既要抑制上表面過度加速，推遲局部馬赫數(shù)達(dá)到 1 的時間，又要在后緣維持充足的下偏角來補(bǔ)償升力。上表面削平，讓氣流不再被強(qiáng)迫快速流過，臨界馬赫數(shù)顯著提高，激波出現(xiàn)得更晚、強(qiáng)度更弱；后緣反弧則把升力重新分配，把升力中心推向機(jī)翼后半段，同時把激波位置也推到更靠近后緣的位置，使邊界層更不容易被激波震開。兩者疊加效果就是：在跨聲速區(qū)，超臨界機(jī)翼既能飛得快，又能保持升力不崩、阻力不爆，徹底解決了傳統(tǒng)翼型在跨聲速區(qū)的結(jié)構(gòu)性失敗。

超臨界機(jī)翼的價值，并不止于“讓飛機(jī)在跨聲速區(qū)飛得更快”。它真正改變的是整個航空工業(yè)的設(shè)計(jì)范式。傳統(tǒng)翼型的設(shè)計(jì)邏輯，基本都停留在亞音速時代：靠經(jīng)驗(yàn)、靠風(fēng)洞、靠逐步試錯，改一點(diǎn)曲率、修一點(diǎn)厚度、調(diào)一調(diào)前緣，整個機(jī)翼的氣動行為還能被工程師直覺地理解。但超臨界機(jī)翼完全不是這種思路。它的上表面被削平，下表面在后緣又被刻意做出反弧，整個升力分布、壓力分布、邊界層行為、激波形成位置全部被重新洗牌，這意味著——靠經(jīng)驗(yàn)已經(jīng)無法預(yù)測新翼型的整體氣動結(jié)果。任何一個毫米級的曲線變化，都可能把臨界馬赫數(shù)推高或推低數(shù)個百分點(diǎn)，把激波位置前推或后移十幾厘米，把升阻比從優(yōu)秀變成災(zāi)難。

從傳統(tǒng)穩(wěn)健的航空設(shè)計(jì)上來講超臨界機(jī)翼本身就是“不穩(wěn)定的設(shè)計(jì)”。它的氣動不是線性的，不是平滑的，而是高敏感、高耦合、跨聲速非線性效應(yīng)主導(dǎo)。你想讓它工作，就必須能在全翼弦范圍內(nèi)、在整個跨聲速區(qū)、對壓力分布和邊界層行為進(jìn)行連續(xù)計(jì)算。這種設(shè)計(jì)的復(fù)雜度已經(jīng)完全超出了傳統(tǒng)風(fēng)洞時代的能力。惠特科姆看似只做了兩條曲線的修改，實(shí)際上他迫使整個航空界邁入了“計(jì)算先行、仿真主導(dǎo)”的時代。

這就是為什么W君說：超臨界機(jī)翼是航空史上最重要的發(fā)明之一。隱身技術(shù)、矢量噴口、推力矢量、數(shù)字電傳……這些技術(shù)當(dāng)然重要，但它們都是在既有設(shè)計(jì)體系內(nèi)增加功能；而超臨界機(jī)翼是直接把“設(shè)計(jì)這件事”本身從手工經(jīng)驗(yàn)時代推入計(jì)算時代——這是一個里程碑！沒有跨聲速非線性分析方法，就沒有超臨界機(jī)翼；沒有超臨界機(jī)翼，就不會有后來成熟的 CFD（計(jì)算流體力學(xué)）；沒有 CFD，現(xiàn)代客機(jī)的翼型優(yōu)化、壓氣機(jī)葉片優(yōu)化、隱身飛機(jī)的氣動修形、發(fā)動機(jī)內(nèi)的跨聲速流場控制，全部無從談起。

你今天看到的任何一架戰(zhàn)斗機(jī)、客機(jī)、運(yùn)輸機(jī)，它們機(jī)翼的每一個毫米都是算出來的，而不是畫出來的。這個時代的開始，就是惠特科姆在 1967 年把“超臨界機(jī)翼”丟到世界上的那一天。

所以說它是“航空史上最重要的發(fā)明”，一點(diǎn)也不夸張。它改變的不是機(jī)翼，它改變的是整個航空工程師如何思考空氣的方式。

這時候，很多軍迷所想到的第一件事就是——“那我們呢？”

其實(shí)，從全球航空技術(shù)的譜系來看，大部分都是源于美國 NASA 的標(biāo)準(zhǔn)體系。超臨界翼型最初由惠特科姆在傳統(tǒng) NACA 64、65 系列翼型基礎(chǔ)上，經(jīng)過多年風(fēng)洞試驗(yàn)與數(shù)值計(jì)算逐步演化出來。為了對第二代翼型進(jìn)行系統(tǒng)化管理，NASA 將這一家族命名為 SC(2)-xxxx，其中 SC 代表 SuperCritical（超臨界）。人們熟悉的 SC(2)-0714、SC(2)-0410 等，都屬于這個譜系。

我們在超臨界機(jī)翼方向的起步，與國際通行路線基本一致。早期的研究通常從 NACA 6 系列、RAE2822 這種跨聲速參考翼型入手，用作風(fēng)洞驗(yàn)證與 CFD 算法標(biāo)定。到了八九十年代，國內(nèi)院所開始系統(tǒng)引入 NASA 的 SC(2) 系列翼型，并將其作為性能基準(zhǔn)。一些早期論文中常能看到“以 NACA64A010、RAE2822、SC(2)-0714 為對照對象”的表述，反映出當(dāng)時的技術(shù)路線仍以吸收全球成熟成果為主，而非直接進(jìn)行獨(dú)立體系構(gòu)建。

隨著大型民機(jī)與運(yùn)輸機(jī)工程的推進(jìn)，中國的超臨界翼型設(shè)計(jì)體系才真正開始成型。ARJ21、C919、運(yùn)-20 這些型號標(biāo)志著國產(chǎn)設(shè)計(jì)走向工程化階段。此時，設(shè)計(jì)團(tuán)隊(duì)不再采用單一的公開翼型，而是以 SC(2) 這類成熟翼型作為“初始母體”，在其基礎(chǔ)上進(jìn)行 反設(shè)計(jì)、參數(shù)化建模、多工況優(yōu)化、魯棒性分析 等系統(tǒng)工程工作，逐步形成只在型號內(nèi)部編號、對外不會披露的國產(chǎn)超臨界翼型序列。

出于工程保密和知識產(chǎn)權(quán)的考慮，這些國產(chǎn)翼型幾乎不會以公開編號出現(xiàn)，外界通常只能以“采用國產(chǎn)超臨界機(jī)翼”這樣的表述概括。例如 C919 官方也僅說明其機(jī)翼為“大展弦比超臨界翼”，但不會告訴你它的截面是某個“SCxx-xxxx”式樣。對外公開的信息越少，越說明這類翼型已經(jīng)進(jìn)入自主研發(fā)體系，而不是對外可查的公開數(shù)據(jù)庫內(nèi)容。

因此，從技?術(shù)演進(jìn)來看，中國的超臨界翼型體系并非簡單的“照抄 SC”或“SC-China 化命名”，而是在吸收 NASA SC 家族的理論基礎(chǔ)和工程經(jīng)驗(yàn)后，進(jìn)一步發(fā)展出一套面向大型民機(jī)、運(yùn)輸機(jī)的國產(chǎn)優(yōu)化體系。這條路線的價值不在名稱，而在于整個體系背后的參數(shù)化反設(shè)計(jì)能力、多工況耦合優(yōu)化能力，以及跨聲速包線內(nèi)保持升阻性能穩(wěn)定的綜合工程能力。

既然有了能力，其實(shí)我們在超臨界機(jī)翼方向上也有一些可以講講的貢獻(xiàn)，所謂的貢獻(xiàn)其實(shí)并不是“造出某個形狀”，而是補(bǔ)齊并構(gòu)建了 跨聲速工程能力的完整產(chǎn)業(yè)鏈。這條鏈包括翼型設(shè)計(jì)理論、數(shù)值方法、風(fēng)洞標(biāo)定、大尺寸復(fù)合材料制造、翼面主動控制等多個環(huán)節(jié)。

中國的第一大貢獻(xiàn)，是在跨聲速 CFD 和優(yōu)化理論上實(shí)現(xiàn)了從零到一的體系化突破。上世紀(jì) 80–90 年代，中國航空院所（603、611、701、沈飛、中航工業(yè)一院等）在有限體積法、Roe 通量、AUSM 通量、Spalart–Allmaras 湍流模型等方面完成了國產(chǎn)跨聲速求解器的建立，使我們第一次具備了對超臨界翼型進(jìn)行多目標(biāo)、全包線優(yōu)化的能力——這不是“畫幾條曲線”，而是掌握了整個跨聲速流場的計(jì)算話語權(quán)。

第二項(xiàng)貢獻(xiàn)，是在大展弦比民機(jī)和大型運(yùn)輸機(jī)工程中，把超臨界機(jī)翼落實(shí)為 具備工程可制造性、可維護(hù)性和可重復(fù)性的結(jié)構(gòu)體系。換句話說，真正的難點(diǎn)并不是“算出翼型”，而是讓一個長 18–25 米、厚度只有 11–14% 的巨大復(fù)合材料機(jī)翼，在從 M0.4 到 M0.82 全包線范圍內(nèi)保持非線性氣動行為穩(wěn)定。C919、ARJ21、運(yùn)-20 的工程實(shí)踐，建立了中國自己的“機(jī)翼工程設(shè)計(jì)曲線”體系，包括蒙皮厚度分布、縱向剛度梯度、彎扭耦合抑制、油箱容積優(yōu)化、翼型逐段過渡等國產(chǎn)技術(shù)細(xì)則。西方國家不會公布這些，而中國完成了獨(dú)立體系的構(gòu)建。

第三項(xiàng)貢獻(xiàn)，是實(shí)現(xiàn)了 “整體機(jī)翼 + 翼身融合 + 尖峰管理” 的國產(chǎn)化跨聲速優(yōu)化。歐美超臨界機(jī)翼更多應(yīng)用于傳統(tǒng)干凈翼，而中國在 C919 與運(yùn)-20 中進(jìn)行了更復(fù)雜的工程組合：發(fā)動機(jī)短艙/吊掛氣動干擾管理、機(jī)翼上反角與機(jī)翼扭轉(zhuǎn)耦合優(yōu)化、翼尖小翼在跨聲速區(qū)的尾渦控制策略。這些組合優(yōu)化，使得國產(chǎn)大飛機(jī)第一次在無需外購成熟機(jī)翼體系的條件下，依然能把跨聲速阻力拖到了與 A320/737NG 同級甚至略優(yōu)的位置（同展弦比條件下）。

第四項(xiàng)貢獻(xiàn)，是深度參與國際前沿跨聲速研究。中國學(xué)者在 2000 年后，大量在 AIAA、CEAS、航空學(xué)報上發(fā)表與超臨界翼型相關(guān)的研究，包括逆設(shè)計(jì)、氣動彈性優(yōu)化、湍流模型改進(jìn)、激波-邊界層干擾延遲等方向。其中一部分成果已在國內(nèi)型號中工程化。例如通過 shock control bump（激波控制隆起） 的局部修形延遲激波，提升跨聲速升阻比——這一點(diǎn)歐美民機(jī)也在做，但中國在國產(chǎn) CFD 平臺上獨(dú)立完成了算法和工程落地。

最后，也是最關(guān)鍵的一點(diǎn)：中國從未試圖“復(fù)制 SC(2) 系列”，而是在吸收其思想后，創(chuàng)建了 面向民機(jī)和軍機(jī)的完全自主翼型譜系。民機(jī)方向更注重升阻比與包線穩(wěn)定性；軍機(jī)方向（如部分型號的變后掠、高超聲速進(jìn)氣道邊界層管理翼型）則發(fā)展出不同的優(yōu)化方向。今天，中國在大型運(yùn)輸機(jī)、殲擊機(jī)、無人機(jī)的翼型設(shè)計(jì)能力已經(jīng)完全擺脫了對任何國家的依賴，并能根據(jù)任務(wù)場景獨(dú)立生成最優(yōu)翼型，這是才是我們的航空工業(yè)者們最難也最本質(zhì)的貢獻(xiàn)。

所以，對于這個領(lǐng)域，大家心里有數(shù)就行了，太深的，暫時就不多說了。“超臨界”這個詞雖然聽起來有十分高大上的感覺，但目前已經(jīng)“拿捏”。