新一代民用飞机及军用运输机的研制广泛采用超临界翼型。超临界翼型(Supercrifical airfoil)由美国航空航天局(NASA)兰利研究中心的Richard T.Whitcomb在1967年提出，其主要特点是：

(1)头部比较丰满，目的是消除前缘的负压峰，使气流不致过早达到声速；

(2)翼型上表面中部比较平坦，因此压力分布也比较平坦，取其平顶翼型压力分布的优点，这对提高临界马赫数有利，也有利于减小激波强度；

(3)后部向下弯曲，有利于缓和激波诱导边界层分离，为弥补上表面平坦引起的不足，下表面后部有一个向里凹进去的反曲段，使后部升力增加，称为后加载。超 临界翼型具有较高的气动效率、巡航马赫数及较大的机翼相对厚度，对大展弦比飞机的结构设计也较为有利。根据设计需要，选取了某超临界翼型作为X机翼的原始 方案翼型，为了实现更省油、更经济、更有效的目标，根据X飞机巡航状态技术指标要求，采用相关的机翼外形优化设计方法，经过多次的机翼CATIA外形设 计、全机CFD数值计算、升阻特性分析、力矩特性分析之后，在满足飞机基本设计点的情况下，最后的机翼设计方案与初始方案相比，在巡航设计状态，全机的升 阻比提高了15.86％，低头力矩减小4.99％。

1 计算网格与计算模型

本文计算是在全机模型上进行的，机翼后掠角为前缘37.5°，展弦比7.3。机翼原始方案翼型原为低速高升力翼型，但根据超临界翼型技术进行了部分修改， 翼型相对厚度为13％。计算使用网格为非结构四面体网格(如图1)，求解控制方程为N-S方程，使用湍流模型为航空航天上使用较多的一方程S-A模型，是 在湍流的时均连续方程和Reynolds方程的基础上建立湍动能k的输运方程。

2 基本翼型的设计

2.1 设计方法

计算使用的原始方案翼型为采用了超临界技术的高升阻比翼型，修形前后机翼最大相对厚度控制在13％。在机翼翼尖未作修形处理，飞机舵偏度均为零的情况下， 采用工程经验与CATIA相结合的方法，通过改变机翼的前缘半径、前缘弯度、翼型后部弯度等措施，通过反复的机翼外形设计与全机CFD计算，使得最终的设 计结果达到飞机预期设计的技术指标。

该飞机设计的巡航高度H=15000m，巡航速度M=0.8，飞机巡航升力系数CL=0.4-0.5(按0.5设计)，考虑到该飞机选用两台推力均为25kN的涡轮发动机，在发动机推力足够的情况下，巡航设计升力时的低阻力为翼型设计的主要目标。

修形前后机翼翼型见图2，原始方案为基本翼型，T方案为此次翼型设计的最终结果。

2.2 结果分析

(1)机翼弯度对全机升阻比的影响

从图3、图4可以看出，与原始方案相比，在机翼最大弯度位置不变，整个机翼弯度均变小的情况下(H方案)，巡航状态全机升阻比K减小幅度较大，低头力矩(Cm)同时也增加。

在此情况将机翼后缘的弯度增大，并将机翼下表面后段向里凹进去的反曲段的曲率增加(N方案)，全机的升阻比与原始方案相比，增加了5.17％，同时 低头力矩增加7.71％，在N方案的基础上继续增加机翼后段弯度(M方案)，全机的升阻比下降，大小与原始方案基本相同，并且低头俯仰力矩增大了 13.28％。

(2)翼型后部弯度对全机升阻比的影响

从图5、图6可以看出，在巡航状态，翼型后部弯度适当增加后，该气动构型下的全机升阻比有了显著的改善，升阻比增加最多的是G方案，与原方案相比，升阻比 增加16.6％，但低头俯仰力矩增大5.15％；其次是L方案，升阻比增加14.17％，低头力矩增加3.15％。

(3)翼型前缘弯度对全机升阻比的影响

从图7、图8可以看出，适当的增加前缘弯度，在巡航状态，可以增加升阻比，A方案机翼前缘弯度大于D方案，A方案的升阻比比D方案大0.9％，但低头力矩增加了6.4％。

(4)翼型前缘半径对全机升阻比的影响

S方案在原始方案的基础上增大了机翼前缘半径。从图9、图10可以看出，在巡航状态，前缘半径的增加对升阻比的影响比较大，升阻比虽然增加了15.3％，低头力矩还是增大了6.18％。

(5)前缘弯度+前缘半径+后部弯度组合修形对全机升阻比的影响

H方案相对于原始方案，整个翼型弯度减小，U方案的下翼面前部和原始方案外型基本一致，前缘弯度适当减小，上翼面前缘半径增大，翼型后部的弯度介于基本翼 和H方案之间，T方案在U方案的基础上修形处理，减小U方案后部的厚度。从图11、图12可以看出，单一改变原始方案的机翼弯度，在巡航状态，升阻比不增 加反而减小，T方案为此次设计的最佳方案，升阻比增加了15.86％，低头力矩减小了4.99％。

3 结论

(1)单一的改变机翼的几何参数，无法获得最佳的升组比，在增大了机翼前缘半径，减小前缘弯度，减小翼型后部弯度，减小翼型后部的厚度的情况下，该气动布 局的机翼设计获得了最佳的升组比，在巡航设计状态，全机的升阻比提高了15.86％，低头力矩减小4.99％。

(2)通过CATIA和CFD相结合的设计方法，不仅可以对某气动布局下的机翼翼型进行设计，而且可以对全机气动布局进行优化设计，获得全机的空气动力特性，相比风洞实验具有方便、快捷、费用低的优点。