別小看它，超臨界機翼才是航空史上最重要的發明

在說印度“光輝”戰斗機氣動設計十分優秀的文章中，W君提到了“超臨界機翼”。這個東西大數軍迷或者普通人都很少會注意到。原因很簡單，這是一個飛機機翼截面的設計方案，在大多數時間里大家只看到飛機機翼的造型，什么后掠翼、前掠翼、三角翼……但沒有多少人去關注飛機的機翼截面。因此這個設計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：

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

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

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

產生“升力”的原因還有類似于“迎角效應”、“環量”、“壓縮效應”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沒有什么經典的機翼外形設計也就不可能飛起來了。

但是，上彎下平的機翼第一好理解、第二效率高，也就成了大多數人認為飛機能飛的主要基礎原理。

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

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

這種現象就是典型的“迎角效應”——只要機翼相對來流有一個傾斜角度，空氣被迫向下偏折，機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”；也是為什么折紙飛機哪怕長得像一塊折疊木板，只要迎角合適，依然能在教室里穩穩滑翔幾十米。升力不是某一個幾何曲線的特性，實際上真正的升力是機翼與空氣交換動量之后的必然結果。

當然了，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。

機翼上表面彎曲實際上是依據伯努利原理。

簡單來說，這個原理就是能量守恒定律在流體中的體現：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。這團氣流的總能量由兩部分組成：動能（流速）和靜壓力（內能）。

當氣流沿著機翼上表面被彎曲的外形所引導而加速時，它的動能自然就增加了。根據能量守恒，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。

正是因為機翼上方的氣流被加速，靜壓力迅速下降，形成了強大的低壓區，這才產生了把飛機“吸”上去的升力。這就是為什么我們常說，理解升力原理，應該把它看作是機翼上表面被吸上去，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，就出現大范圍分離渦流，效率低到無法維持任何遠距離、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、極其不經濟。

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機 Bell X-1 其實就是依靠大推力火箭實現的超音速飛行。

由于X-1的測試成功，當時的人們普遍認為只要力大，即使是X-1這樣的“磚”也能飛，而且只要結構上扛得住，X-1這樣的飛機也能超音速飛行。這一論調就影響了將近10年。

但，這個觀點是錯誤的，幾乎將航空飛行器的設計引向歧途。

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

當時接近音速的飛機解體是由激波所致，在當時，飛機的設計并沒有考慮到有“激波（Shock Wave）”這玩意存在。

而當時的設計并未能像超音速戰斗機一樣考慮到了激波錐所對機體結構造成的影響，當時接近音速的飛機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”，而是機翼和機身上突然出現了激波（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定。

問題是——由于二戰時期的飛機結構根本沒考慮過激波的存在。那時的設計完全停留在亞音速氣動的認知中，沒有任何機體布局是按“激波錐掃過機翼和機身”的情況來建立的。結果就是——當機翼前緣或機身表面跨越激波錐時，承受的不是平穩的氣流，而是來自激波“鋒刃”般的壓力梯度沖擊。這種幾毫米范圍內的巨大壓力差，會讓機翼、鉚釘、蒙皮瞬間超載，直接導致結構撕裂或失控墜毀。

因此，當時困擾工程師的根本不是“空氣把飛機擋住了”，而是“老式機翼幾乎在激波面前不堪一擊”。這才是“音障”背后的真實物理機制，也正是后來改變整個航空設計路線的關鍵轉折點。

這背后其實有一個很實用的小技巧：當你看到一架現代戰斗機的三視圖時，其實可以粗略估算它的最大飛行速度。原因很簡單——現代戰斗機在設計上都會盡量讓機體縮進激波錐內部，避免激波錐掃過機翼或機身表面對結構造成沖擊。因此，只要把飛機最前端與翼尖端點連成一條線，就能得到激波錐在最大速度下的大致包絡。 激波錐的半頂角 θ 與飛行馬赫數 m 的關系非常簡單：sin(θ) = 1 / m 這意味著：激波錐越尖（θ 越小），馬赫數越高；激波錐越鈍（θ 越大），馬赫數越低。 也就是說，只要你能從三視圖上看出機體與激波錐的“幾何關系”，就能判斷這架飛機最多能飛多快。這就是為什么當初看到所謂“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？其實還是和激波有關。飛機的上表面彎曲不是有加速空氣流動的作用嗎？理論上應該確實如此。但傳統翼型的上表面本來就依賴“加速氣流”來產生低壓區，也就是我們剛剛說的伯努利效應。在低速時這是優點，因為氣流被加速得越多，壓力越低，升力越大。但問題在于——只要飛行速度逼近跨聲速，這個加速效應就會把上表面的局部氣流推得過快，甚至在整機還處于馬赫0.72～0.75 時，上翼面局部已經率先突破馬赫 1（音速） ，形成了“局部超音速區”。從這個瞬間開始，整個流場的性質就變了。

而一旦局部超音速區存在，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，機翼中后段不僅升力貢獻消失，甚至會出現負面干擾。結果就是：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上機翼的超音速激波的動圖的原因。

當然了，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“超音速”出現“音爆云”的原因。

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

問題就在這里了——只要局部超音速區提前出現，激波就一定會來“收賬”。激波越早來，位置越靠前，機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，整個飛機的效率像被掐住喉嚨一樣開始滑落。這就是為什么傳統二戰翼型在跨聲速區域幾乎被物理規律按在地上摩擦：它們擁有的外形與流場結構，本質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——反應慢、骨架弱、站不穩，被激波掃一下就要半條命。

而這么一折騰對于機翼的結果就是——升力大幅度消失了。

你看上世紀40-50年代關于“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，他也是前一篇文章重點在講的“面積律”的發明者），提出了一個反其道而行之的方案——“超臨界機翼（Supercritical Wing）”

超臨界機翼截面看起來完全違背教科書認知：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矛盾：既要抑制上表面過度加速，推遲局部馬赫數達到 1 的時間，又要在后緣維持充足的下偏角來補償升力。上表面削平，讓氣流不再被強迫快速流過，臨界馬赫數顯著提高，激波出現得更晚、強度更弱；后緣反弧則把升力重新分配，把升力中心推向機翼后半段，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，超臨界機翼既能飛得快，又能保持升力不崩、阻力不爆，徹底解決了傳統翼型在跨聲速區的結構性失敗。

超臨界機翼的價值，并不止于“讓飛機在跨聲速區飛得更快”。它真正改變的是整個航空工業的設計范式。傳統翼型的設計邏輯，基本都停留在亞音速時代：靠經驗、靠風洞、靠逐步試錯，改一點曲率、修一點厚度、調一調前緣，整個機翼的氣動行為還能被工程師直覺地理解。但超臨界機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——靠經驗已經無法預測新翼型的整體氣動結果。任何一個毫米級的曲線變化，都可能把臨界馬赫數推高或推低數個百分點，把激波位置前推或后移十幾厘米，把升阻比從優秀變成災難。

從傳統穩健的航空設計上來講超臨界機翼本身就是“不穩定的設計”。它的氣動不是線性的，不是平滑的，而是高敏感、高耦合、跨聲速非線性效應主導。你想讓它工作，就必須能在全翼弦范圍內、在整個跨聲速區、對壓力分布和邊界層行為進行連續計算。這種設計的復雜度已經完全超出了傳統風洞時代的能力。惠特科姆看似只做了兩條曲線的修改，實際上他迫使整個航空界邁入了“計算先行、仿真主導”的時代。

這就是為什么W君說：超臨界機翼是航空史上最重要的發明之一。隱身技術、矢量噴口、推力矢量、數字電傳……這些技術當然重要，但它們都是在既有設計體系內增加功能；而超臨界機翼是直接把“設計這件事”本身從手工經驗時代推入計算時代——這是一個里程碑！沒有跨聲速非線性分析方法，就沒有超臨界機翼；沒有超臨界機翼，就不會有后來成熟的 CFD（計算流體力學）；沒有 CFD，現代客機的翼型優化、壓氣機葉片優化、隱身飛機的氣動修形、發動機內的跨聲速流場控制，全部無從談起。

你今天看到的任何一架戰斗機、客機、運輸機，它們機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“超臨界機翼”丟到世界上的那一天。

所以說它是“航空史上最重要的發明”，一點也不夸張。它改變的不是機翼，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，從全球航空技術的譜系來看，大部分都是源于美國 NASA 的標準體系。超臨界翼型最初由惠特科姆在傳統 NACA 64、65 系列翼型基礎上，經過多年風洞試驗與數值計算逐步演化出來。為了對第二代翼型進行系統化管理，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，用作風洞驗證與 CFD 算法標定。到了八九十年代，國內院所開始系統引入 NASA 的 SC(2) 系列翼型，并將其作為性能基準。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，反映出當時的技術路線仍以吸收全球成熟成果為主，而非直接進行獨立體系構建。

隨著大型民機與運輸機工程的推進，中國的超臨界翼型設計體系才真正開始成型。ARJ21、C919、運-20 這些型號標志著國產設計走向工程化階段。此時，設計團隊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”，在其基礎上進行 反設計、參數化建模、多工況優化、魯棒性分析 等系統工程工作，逐步形成只在型號內部編號、對外不會披露的國產超臨界翼型序列。

出于工程保密和知識產權的考慮，這些國產翼型幾乎不會以公開編號出現，外界通常只能以“采用國產超臨界機翼”這樣的表述概括。例如 C919 官方也僅說明其機翼為“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進入自主研發體系，而不是對外可查的公開數據庫內容。

因此，從技?術演進來看，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 家族的理論基礎和工程經驗后，進一步發展出一套面向大型民機、運輸機的國產優化體系。這條路線的價值不在名稱，而在于整個體系背后的參數化反設計能力、多工況耦合優化能力，以及跨聲速包線內保持升阻性能穩定的綜合工程能力。

既然有了能力，其實我們在超臨界機翼方向上也有一些可以講講的貢獻，所謂的貢獻其實并不是“造出某個形狀”，而是補齊并構建了 跨聲速工程能力的完整產業鏈。這條鏈包括翼型設計理論、數值方法、風洞標定、大尺寸復合材料制造、翼面主動控制等多個環節。

中國的第一大貢獻，是在跨聲速 CFD 和優化理論上實現了從零到一的體系化突破。上世紀 80–90 年代，中國航空院所（603、611、701、沈飛、中航工業一院等）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行多目標、全包線優化的能力——這不是“畫幾條曲線”，而是掌握了整個跨聲速流場的計算話語權。

第二項貢獻，是在大展弦比民機和大型運輸機工程中，把超臨界機翼落實為 具備工程可制造性、可維護性和可重復性的結構體系。換句話說，真正的難點并不是“算出翼型”，而是讓一個長 18–25 米、厚度只有 11–14% 的巨大復合材料機翼，在從 M0.4 到 M0.82 全包線范圍內保持非線性氣動行為穩定。C919、ARJ21、運-20 的工程實踐，建立了中國自己的“機翼工程設計曲線”體系，包括蒙皮厚度分布、縱向剛度梯度、彎扭耦合抑制、油箱容積優化、翼型逐段過渡等國產技術細則。西方國家不會公布這些，而中國完成了獨立體系的構建。

第三項貢獻，是實現了 “整體機翼 + 翼身融合 + 尖峰管理” 的國產化跨聲速優化。歐美超臨界機翼更多應用于傳統干凈翼，而中國在 C919 與運-20 中進行了更復雜的工程組合：發動機短艙/吊掛氣動干擾管理、機翼上反角與機翼扭轉耦合優化、翼尖小翼在跨聲速區的尾渦控制策略。這些組合優化，使得國產大飛機第一次在無需外購成熟機翼體系的條件下，依然能把跨聲速阻力拖到了與 A320/737NG 同級甚至略優的位置（同展弦比條件下）。

第四項貢獻，是深度參與國際前沿跨聲速研究。中國學者在 2000 年后，大量在 AIAA、CEAS、航空學報上發表與超臨界翼型相關的研究，包括逆設計、氣動彈性優化、湍流模型改進、激波-邊界層干擾延遲等方向。其中一部分成果已在國內型號中工程化。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——這一點歐美民機也在做，但中國在國產 CFD 平臺上獨立完成了算法和工程落地。

最后，也是最關鍵的一點：中國從未試圖“復制 SC(2) 系列”，而是在吸收其思想后，創建了 面向民機和軍機的完全自主翼型譜系。民機方向更注重升阻比與包線穩定性；軍機方向（如部分型號的變后掠、高超聲速進氣道邊界層管理翼型）則發展出不同的優化方向。今天，中國在大型運輸機、殲擊機、無人機的翼型設計能力已經完全擺脫了對任何國家的依賴，并能根據任務場景獨立生成最優翼型，這是才是我們的航空工業者們最難也最本質的貢獻。

所以，對于這個領域，大家心里有數就行了，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“拿捏”。