在说印度“光辉”战斗机气动设计十分优秀的文章中，W君提到了“超临界机翼”。这个东西大数军迷或者普通人都很少会注意到。原因很简单，这是一个飞机机翼截面的设计方案，在大多数时间里大家只看到飞机机翼的造型，什么后掠翼、前掠翼、三角翼……但没有多少人去关注飞机的机翼截面。因此这个设计也就成了大家很容易忽略掉的地方。刚好遇到了有粉丝留言：
咱们就借着这个机会展开讲讲吧，如果能仔细读完，相信一个普通人的航空知识可能有质的提升。
飞机这类比空气重的飞行器在平飞过程中主要依靠机翼产生升力，这是大部分稍有文化的普通人都知道的事情。如果是进阶的军迷会知道机翼的上表面弯曲，下表面平滑，弯曲的机翼上表面空气流过的时候空气流速加快、压力降低，机翼上下表面空气压力不同，于是产生了升力。
了解这个概念，实际上你应该可以知道——飞机并不是依靠机翼下面的空气气压“托”起来，更像是飞机机翼上表面的低气压被“吸”起来的。咱们这样讲其实就只为了更加容易理解问题，各位先这么听。毕竟机翼的升力原理很多，刚刚咱们说的仅仅是飞机机翼产生升力的一个主要原因。
产生“升力”的原因还有类似于“迎角效应”、“环量”、“压缩效应”等等十几种或大或小的原因。
否则这位物理老师在课堂上演示的折纸小飞机没有什么经典的机翼外形设计也就不可能飞起来了。
但是，上弯下平的机翼第一好理解、第二效率高，也就成了大多数人认为飞机能飞的主要基础原理。
读到此，能理解了，你也就还是一个初级军迷而已。咱们继续更深入一步，你就可以了解超临界机翼的伟大之处了。
其实，机翼上表面不弯曲，就是一块两面平的平板，飞机也是可以获得升力飞起来的。
这种现象就是典型的“迎角效应”——只要机翼相对来流有一个倾斜角度，空气被迫向下偏折，机翼则获得一个相反方向的反作用力，也就是升力。甚至你什么翼型都不做，只要是一块平板、有迎角、有速度，它一样能被空气托起来。
这也就可以解释为什么你挥动一张硬纸板，总觉得它“兜风”；也是为什么折纸飞机哪怕长得像一块折叠木板，只要迎角合适，依然能在教室里稳稳滑翔几十米。升力不是某一个几何曲线的特性，实际上真正的升力是机翼与空气交换动量之后的必然结果。
当然了，这个概念也就充分的解释了很多军迷的一个口头语——“力大砖飞”。
是不是有点反直觉了？既然可以“力大飞砖”为什么还要整各种翼形？这里面主要是效率问题。
机翼上表面弯曲实际上是依据伯努利原理。
简单来说，这个原理就是能量守恒定律在流体中的体现：在同一条气流流线上（在不考虑外部能量输入的情况下），气流的总能量是一个常数。这团气流的总能量由两部分组成：动能（流速）和静压力（内能）。
当气流沿着机翼上表面被弯曲的外形所引导而加速时，它的动能自然就增加了。根据能量守恒，既然总能量不变，气流就必须牺牲它的一部分能量来抵消动能的增加——它牺牲的正是静压力能。
换句话说：流速越快，静压力就越低——这是伯努利原理的精髓。
正是因为机翼上方的气流被加速，静压力迅速下降，形成了强大的低压区，这才产生了把飞机“吸”上去的升力。这就是为什么我们常说，理解升力原理，应该把它看作是机翼上表面被吸上去，而不是下表面被托起来。
为什么不“力大飞砖”呢？主要的原因是“力大飞砖”只能解释“为什么能飞”，确切的说是被顶飞，却解释不了“如何能飞得好”。平板靠迎角当然能把空气往下压，但其代价是巨大的阻力与糟糕的升阻比——速度稍微快一点，就出现大范围分离涡流，效率低到无法维持任何远距离、长时间的飞行需求。换句话说，砖头不是不能飞，而是飞得极其昂贵、极其粗暴、极其不经济。
这样看是不是追求“力大飞砖”很傻？但在1967年之前，人们就是这么傻！
例如第一架超音速试验机 Bell X-1 其实就是依靠大推力火箭实现的超音速飞行。
由于X-1的测试成功，当时的人们普遍认为只要力大，即使是X-1这样的“砖”也能飞，而且只要结构上扛得住，X-1这样的飞机也能超音速飞行。这一论调就影响了将近10年。
但，这个观点是错误的，几乎将航空飞行器的设计引向歧途。
错误在哪里？在二战中末期人们意识到的是“音障（sound barrier）”，当时的描述是当飞机越来越接近音速的时候飞机所遇到的阻力增大，升力降低，所以当时认为飞机试图超越音速时解体或者失控坠毁的严重事故是由飞机撞到了一面被极致压缩的“空气墙”所致。
当时接近音速的飞机解体是由激波所致，在当时，飞机的设计并没有考虑到有“激波（Shock Wave）”这玩意存在。
而当时的设计并未能像超音速战斗机一样考虑到了激波锥所对机体结构造成的影响，当时接近音速的飞机之所以会在飞行中解体，真正的原因并不是撞上了什么“空气墙”，而是机翼和机身上突然出现了激波（Shock Wave）——一种极薄、极猛烈的压力跃变界面。激波的厚度往往只有几毫米，但它能让空气在极短距离内从超音速瞬间跌回亚音速，伴随着压力暴涨、温度飙升、密度急剧变化，整个流场会像被撕裂一样剧烈不稳定。
问题是——由于二战时期的飞机结构根本没考虑过激波的存在。那时的设计完全停留在亚音速气动的认知中，没有任何机体布局是按“激波锥扫过机翼和机身”的情况来建立的。结果就是——当机翼前缘或机身表面跨越激波锥时，承受的不是平稳的气流，而是来自激波“锋刃”般的压力梯度冲击。这种几毫米范围内的巨大压力差，会让机翼、铆钉、蒙皮瞬间超载，直接导致结构撕裂或失控坠毁。
因此，当时困扰工程师的根本不是“空气把飞机挡住了”，而是“老式机翼几乎在激波面前不堪一击”。这才是“音障”背后的真实物理机制，也正是后来改变整个航空设计路线的关键转折点。
这背后其实有一个很实用的小技巧：当你看到一架现代战斗机的三视图时，其实可以粗略估算它的最大飞行速度。原因很简单——现代战斗机在设计上都会尽量让机体缩进激波锥内部，避免激波锥扫过机翼或机身表面对结构造成冲击。因此，只要把飞机最前端与翼尖端点连成一条线，就能得到激波锥在最大速度下的大致包络。
激波锥的半顶角 θ 与飞行马赫数 m 的关系非常简单：sin(θ) = 1 / m
这意味着：激波锥越尖（θ 越小），马赫数越高；激波锥越钝（θ 越大），马赫数越低。
也就是说，只要你能从三视图上看出机体与激波锥的“几何关系”，就能判断这架飞机最多能飞多快。这就是为什么当初看到所谓“歼-36”“歼-50”的图纸时，W君几秒钟就能给出其理论最大速度范围——不是神秘知识，而是最基本的激波几何推算而已。
没“撞墙”，而是被“切”了，那么升力消失呢？其实还是和激波有关。飞机的上表面弯曲不是有加速空气流动的作用吗？理论上应该确实如此。但传统翼型的上表面本来就依赖“加速气流”来产生低压区，也就是我们刚刚说的伯努利效应。在低速时这是优点，因为气流被加速得越多，压力越低，升力越大。但问题在于——只要飞行速度逼近跨声速，这个加速效应就会把上表面的局部气流推得过快，甚至在整机还处于马赫0.72～0.75 时，上翼面局部已经率先突破马赫 1（音速） ，形成了“局部超音速区”。从这个瞬间开始，整个流场的性质就变了。
而一旦局部超音速区存在，它前端是平滑加速，但尾端必须在某个位置突然减速回到亚音速。气流无法自己慢慢减速，只能靠激波这把“刀”在极小的空间里强行把超音速气流切断、压回亚音速。激波所在的位置压力陡升，后方边界层容易分离，机翼中后段不仅升力贡献消失，甚至会出现负面干扰。结果就是：上表面的吸力峰被激波粗暴“掐断”，升力曲线瞬间塌陷，阻力同时像跳水一样暴涨。
这就是为什么上一篇文章给大家展示一架客机上机翼的超音速激波的动图的原因。
当然了，这也是为什么很多人信誓旦旦的看到B-52这种老掉牙的飞机“超音速”出现“音爆云”的原因。
很多人看到 B-52、F-111、甚至民航客机在高湿度环境下出现“音爆云”，就兴奋地以为自己见证了“飞机超音速飞行”。其实那种云雾结构的本质，是机翼局部气流在跨声速状态下形成的压力跃迁，把水汽拉到饱和状态后瞬间凝结的产物——与是否突破音速毫无关系。换句话说，看到“白雾”并不意味着飞机整体突破音障，只意味着机翼某个区域在低温高湿条件下被迫经历了一次“局部的超音速—激波—回落亚音速”的循环。这反而说明一个事实：传统翼型在跨声速区的痛苦挣扎会直观地写在它的尾流结构和湿度特效里。
问题就在这里了——只要局部超音速区提前出现，激波就一定会来“收账”。激波越早来，位置越靠前，机翼后段的边界层就越容易被震得直接分离，升力骤降、阻力暴涨，整个飞机的效率像被掐住喉咙一样开始滑落。这就是为什么传统二战翼型在跨声速区域几乎被物理规律按在地上摩擦：它们拥有的外形与流场结构，本质上就是为了亚音速升力而生，而不是为了和激波搏斗。跨声速之后，它们就像 80 岁老大爷被硬拉去打 MMA——反应慢、骨架弱、站不稳，被激波扫一下就要半条命。
而这么一折腾对于机翼的结果就是——升力大幅度消失了。
你看上世纪40-50年代关于“音障”的谜案这不就“破案了”么。
铺垫了半天，别嫌烦，如果不知道前面的东西，你就很难理解超临界机翼。
在1967年理查德·惠特科姆（Richard Whitcomb，这位大神在解决跨音速问题上有着传奇贡献，他也是前一篇文章重点在讲的“面积律”的发明者），提出了一个反其道而行之的方案——“超临界机翼（Supercritical Wing）”
超临界机翼截面看起来完全违背教科书认知：上表面不再大幅度隆起，而是被他刻意削成几乎平直的“平背”；下表面则在后缘画出一条被称为“后部加载”的反弧。这两个看似简单的几何变化，恰好抓住了跨声速气动的本质矛盾：既要抑制上表面过度加速，推迟局部马赫数达到 1 的时间，又要在后缘维持充足的下偏角来补偿升力。上表面削平，让气流不再被强迫快速流过，临界马赫数显著提高，激波出现得更晚、强度更弱；后缘反弧则把升力重新分配，把升力中心推向机翼后半段，同时把激波位置也推到更靠近后缘的位置，使边界层更不容易被激波震开。两者叠加效果就是：在跨声速区，超临界机翼既能飞得快，又能保持升力不崩、阻力不爆，彻底解决了传统翼型在跨声速区的结构性失败。
超临界机翼的价值，并不止于“让飞机在跨声速区飞得更快”。它真正改变的是整个航空工业的设计范式。传统翼型的设计逻辑，基本都停留在亚音速时代：靠经验、靠风洞、靠逐步试错，改一点曲率、修一点厚度、调一调前缘，整个机翼的气动行为还能被工程师直觉地理解。但超临界机翼完全不是这种思路。它的上表面被削平，下表面在后缘又被刻意做出反弧，整个升力分布、压力分布、边界层行为、激波形成位置全部被重新洗牌，这意味着——靠经验已经无法预测新翼型的整体气动结果。任何一个毫米级的曲线变化，都可能把临界马赫数推高或推低数个百分点，把激波位置前推或后移十几厘米，把升阻比从优秀变成灾难。
从传统稳健的航空设计上来讲超临界机翼本身就是“不稳定的设计”。它的气动不是线性的，不是平滑的，而是高敏感、高耦合、跨声速非线性效应主导。你想让它工作，就必须能在全翼弦范围内、在整个跨声速区、对压力分布和边界层行为进行连续计算。这种设计的复杂度已经完全超出了传统风洞时代的能力。惠特科姆看似只做了两条曲线的修改，实际上他迫使整个航空界迈入了“计算先行、仿真主导”的时代。
这就是为什么W君说：超临界机翼是航空史上最重要的发明之一。隐身技术、矢量喷口、推力矢量、数字电传……这些技术当然重要，但它们都是在既有设计体系内增加功能；而超临界机翼是直接把“设计这件事”本身从手工经验时代推入计算时代——这是一个里程碑！没有跨声速非线性分析方法，就没有超临界机翼；没有超临界机翼，就不会有后来成熟的 CFD（计算流体力学）；没有 CFD，现代客机的翼型优化、压气机叶片优化、隐身飞机的气动修形、发动机内的跨声速流场控制，全部无从谈起。
你今天看到的任何一架战斗机、客机、运输机，它们机翼的每一个毫米都是算出来的，而不是画出来的。这个时代的开始，就是惠特科姆在 1967 年把“超临界机翼”丢到世界上的那一天。
所以说它是“航空史上最重要的发明”，一点也不夸张。它改变的不是机翼，它改变的是整个航空工程师如何思考空气的方式。
这时候，很多军迷所想到的第一件事就是——“那我们呢？”
其实，从全球航空技术的谱系来看，大部分都是源于美国 NASA 的标准体系。超临界翼型最初由惠特科姆在传统 NACA 64、65 系列翼型基础上，经过多年风洞试验与数值计算逐步演化出来。为了对第二代翼型进行系统化管理，NASA 将这一家族命名为 SC(2)-xxxx，其中 SC 代表 SuperCritical（超临界）。人们熟悉的 SC(2)-0714、SC(2)-0410 等，都属于这个谱系。
我们在超临界机翼方向的起步，与国际通行路线基本一致。早期的研究通常从 NACA 6 系列、RAE2822 这种跨声速参考翼型入手，用作风洞验证与 CFD 算法标定。到了八九十年代，国内院所开始系统引入 NASA 的 SC(2) 系列翼型，并将其作为性能基准。一些早期论文中常能看到“以 NACA64A010、RAE2822、SC(2)-0714 为对照对象”的表述，反映出当时的技术路线仍以吸收全球成熟成果为主，而非直接进行独立体系构建。
随着大型民机与运输机工程的推进，中国的超临界翼型设计体系才真正开始成型。ARJ21、C919、运-20 这些型号标志着国产设计走向工程化阶段。此时，设计团队不再采用单一的公开翼型，而是以 SC(2) 这类成熟翼型作为“初始母体”，在其基础上进行 反设计、参数化建模、多工况优化、鲁棒性分析 等系统工程工作，逐步形成只在型号内部编号、对外不会披露的国产超临界翼型序列。
出于工程保密和知识产权的考虑，这些国产翼型几乎不会以公开编号出现，外界通常只能以“采用国产超临界机翼”这样的表述概括。例如 C919 官方也仅说明其机翼为“大展弦比超临界翼”，但不会告诉你它的截面是某个“SCxx-xxxx”式样。对外公开的信息越少，越说明这类翼型已经进入自主研发体系，而不是对外可查的公开数据库内容。
因此，从技术演进来看，中国的超临界翼型体系并非简单的“照抄 SC”或“SC-China 化命名”，而是在吸收 NASA SC 家族的理论基础和工程经验后，进一步发展出一套面向大型民机、运输机的国产优化体系。这条路线的价值不在名称，而在于整个体系背后的参数化反设计能力、多工况耦合优化能力，以及跨声速包线内保持升阻性能稳定的综合工程能力。
既然有了能力，其实我们在超临界机翼方向上也有一些可以讲讲的贡献，所谓的贡献其实并不是“造出某个形状”，而是补齐并构建了 跨声速工程能力的完整产业链。这条链包括翼型设计理论、数值方法、风洞标定、大尺寸复合材料制造、翼面主动控制等多个环节。
中国的第一大贡献，是在跨声速 CFD 和优化理论上实现了从零到一的体系化突破。上世纪 80–90 年代，中国航空院所（603、611、701、沈飞、中航工业一院等）在有限体积法、Roe 通量、AUSM 通量、Spalart–Allmaras 湍流模型等方面完成了国产跨声速求解器的建立，使我们第一次具备了对超临界翼型进行多目标、全包线优化的能力——这不是“画几条曲线”，而是掌握了整个跨声速流场的计算话语权。
第二项贡献，是在大展弦比民机和大型运输机工程中，把超临界机翼落实为 具备工程可制造性、可维护性和可重复性的结构体系。换句话说，真正的难点并不是“算出翼型”，而是让一个长 18–25 米、厚度只有 11–14% 的巨大复合材料机翼，在从 M0.4 到 M0.82 全包线范围内保持非线性气动行为稳定。C919、ARJ21、运-20 的工程实践，建立了中国自己的“机翼工程设计曲线”体系，包括蒙皮厚度分布、纵向刚度梯度、弯扭耦合抑制、油箱容积优化、翼型逐段过渡等国产技术细则。西方国家不会公布这些，而中国完成了独立体系的构建。
第三项贡献，是实现了 “整体机翼 + 翼身融合 + 尖峰管理” 的国产化跨声速优化。欧美超临界机翼更多应用于传统干净翼，而中国在 C919 与运-20 中进行了更复杂的工程组合：发动机短舱/吊挂气动干扰管理、机翼上反角与机翼扭转耦合优化、翼尖小翼在跨声速区的尾涡控制策略。这些组合优化，使得国产大飞机第一次在无需外购成熟机翼体系的条件下，依然能把跨声速阻力拖到了与 A320/737NG 同级甚至略优的位置（同展弦比条件下）。
第四项贡献，是深度参与国际前沿跨声速研究。中国学者在 2000 年后，大量在 AIAA、CEAS、航空学报上发表与超临界翼型相关的研究，包括逆设计、气动弹性优化、湍流模型改进、激波-边界层干扰延迟等方向。其中一部分成果已在国内型号中工程化。例如通过 shock control bump（激波控制隆起） 的局部修形延迟激波，提升跨声速升阻比——这一点欧美民机也在做，但中国在国产 CFD 平台上独立完成了算法和工程落地。
最后，也是最关键的一点：中国从未试图“复制 SC(2) 系列”，而是在吸收其思想后，创建了 面向民机和军机的完全自主翼型谱系。民机方向更注重升阻比与包线稳定性；军机方向（如部分型号的变后掠、高超声速进气道边界层管理翼型）则发展出不同的优化方向。今天，中国在大型运输机、歼击机、无人机的翼型设计能力已经完全摆脱了对任何国家的依赖，并能根据任务场景独立生成最优翼型，这是才是我们的航空工业者们最难也最本质的贡献。
所以，对于这个领域，大家心里有数就行了，太深的，暂时就不多说了。“超临界”这个词虽然听起来有十分高大上的感觉，但目前已经“拿捏”。
