2.3翼型设计
2.3翼型设计
2.3翼型设计大展弦比（≥8）亚音速运输机半翼展中段较大区域存在准二维流动，因此，在二维机翼确定后，就需根据设计指标进行翼型设计/选择，并进行机翼配置设计。
·标准翼型，有对称和非对称两种；·尖头翼型—超音速飞机有双弧形翼型，普通翼型前缘削尖和平板削尖翼型；·超临界翼型—亚音速飞机；·层流翼型—亚音速飞机自然层流翼型和层流控制翼型两种。
翼型设计发展由压力分布形态分为：尖峰翼型；●超临界翼型—长的超音速区；●全自然层流翼型—长层流流动区；●后缘分叉翼型—新概念翼型：基于后缘分离的翼型设计思想—背离库塔条件。
后缘分叉翼型设计原理●Aerobie翼型—提供环形、飞碟、碟形翼飞行器稳定性Aerobie翼型2.3.1翼型种类与特征气动特征：层流、高升力、超临界；用途：飞机机翼、直升机旋翼、螺旋桨、风机翼型等。
1、早期翼型1912年：英国RAF－6/15翼型；一战：德国哥廷根翼型；1920-：美国NACA4、5和6系列层流翼型，前苏联ЦАГИ翼型；德国DVL翼型。
设计方法:半经验，依赖于风洞试验。
2、现代先进翼型1960年代开始；设计方法：计算空气动力学发展，按指定目标压力分布/优化方法设计。
种类：超临界翼型、先进高升力翼型、自然层流翼型。
2.3.2翼型的气动设计翼型的几何描述图1翼型几何定义示意图上表面坐标：下表面坐标：前缘，后缘，弦线，弯度线（中弧线），厚度，弯度，前缘半径，后缘角。
一、经典翼型1、NACA4、5位数字翼型现在普遍使用的NACA系列翼型始于1929年，在兰利变密度风洞中的系统研究，称为4位数系列翼型。
这族翼型有相同的基本厚度分布，可以通过系统的变化弯度类型和量值得到该族相关的其他翼型。
研究得到的这族翼型比以前发展的翼型有更大的最大升力和较小的最小阻力。
研究也得到了翼型中线和厚度对翼型气动特性的影响。
具有相同厚度分布但最大弯度位置有很大提前的翼型称为5位数系列翼型。
翼型及其气动性能参数的基本概念及应用
翼型及其气动性能参数的基本概念及应用翼型是指飞机、鸟类等载体所采用的具有特定截面形状的部件，它决定了载体的飞行性能。
在飞行器领域，翼型的气动性能参数是设计和优化翼型的基础。
本文将介绍翼型及其气动性能参数的基本概念及其应用。
1. 翼型翼型是由上、下表面、前缘和后缘构成的一个二维曲面，在飞行器领域有着广泛的应用。
翼型的形状对飞行器的气动性能影响非常大，关系着飞行器的升力、阻力、气动失速特性等。
2. 翼型气动性能参数翼型气动性能参数是指翼型概念设计和优化的基础，常见的翼型气动性能参数有：2.1 升力系数升力系数是指翼型受气动力作用产生的升力与翼展面积之比，记为Cl。
在翼型设计中，通常需要通过改变翼型的几何形状、攻角等因素来达到一定的升力系数。
升力系数可以用来评估翼型的升力性能，并与翼型的阻力系数相结合来评估翼型的性能。
2.2 阻力系数阻力系数是指翼型受气动力作用产生的阻力与翼展面积之比，记为Cd。
阻力系数是评估翼型阻力性能的重要参数，与翼型的升力系数一起可以用来评估翼型的综合气动性能。
2.3 气动中心位置气动中心位置是指翼型在气动力作用下产生的力和力矩中心，它是设计翼型和确定飞行器平衡特性的重要参数。
2.4 失速速度失速速度是指翼型在攻角增加到一定程度时失去升力的速度。
失速速度是评估翼型失速性能的关键参数之一。
3. 应用翼型的气动性能参数对于飞行器的设计、优化和性能评估都有着重要的应用价值。
例如，在飞机设计和优化中，可以通过改变翼型几何形状、攻角等因素来达到一定的升力、阻力和失速性能要求。
在飞行器的性能评估中，可以通过分析翼型的气动性能参数来评估飞行器的升力、阻力、气动稳定性等性能特征。
总之，翼型及其气动性能参数是飞行器设计和优化的基础，深入了解和掌握翼型的基本概念和气动性能参数，对于提高飞行器的性能、减小飞行器的阻力和增加飞行器的升力等都具有重要的意义。
导弹弹翼设计-哈尔滨工程大学飞行器设计专业
飞行器设计与工程专业课程设计题目：弹翼结构总体设计组别：第四组哈尔滨工程大学航天与建筑工程学院2011/11/19要求设计某导弹弹翼，对地面固定目标进行打击，飞行高度距离地面50-150米，巡航速度0.7Ma，有效射程1000公里。
参考数据：起飞质量：2.2t；翼展：2.5m；弹体直径：0.5m；弹长：6.25m；要求：1.计算弹翼的各外形几何参数；2.计算弹翼的各空气动力系数及压力中心；3.设计弹翼结构，并进行传力分析，得出受力图；4.对弹翼进行强度及稳定性校核，并设计连接件形式，进行简单的气动弹性计算。
2.1 外形几何参数设计2.1.1 总体布局形式确定根据给定导弹的飞行高度（50-150m ）、速度（0.7Ma ）及射程（1000Km ），确定该导弹为一种巡航导弹。
在此确定该导弹的气动布局形式为常规布局，升力面采用梯形翼面。
2.1.2 升力系数确定设计条件中给定飞导弹巡航速度为0.7Ma ，由于每个飞行器在特定马赫数下会有一个最佳的升力系数，图2.1.1为马赫数与升力系数的关系，由此我们可以确定出在0.7Ma 条件下，飞行器升力系数为0.75，此升力系数为导弹巡航状态下得升力系数。
图2.1.1为马赫数与升力系数的关系参考资料：/EFM/Introduction/Book02/03_05.aspx?v=0&p=0&d=0&k=Book02_03_052.1.3 翼面积确定确定巡航状态下得升力系数之后，我们即可算得导弹的翼面积，根据升力公式：S V C L L 221∞=ρ又由巡航状态条件下，物体的重力与升力相等可知：mg L =故有翼面积：221∞=V C mgS L ρ带入各数据：导弹质量2.2t,重力加速度取9.8kg/m ³，空气密度ρ=1.225㎏/m³，远场速度V=238m/s ，计算得：22284.0238*225.1*75.0*218.9*220021m V C mgS L ===∞ρ2.1.4 翼面几何特征确定（展弦比λ、根梢比η与后掠角χ）得到翼面积之后，则可根据展弦比计算公式计算出展弦比：5.784.05.222===S l λ其中：l 为翼展。
第二章-无人机飞行原理及翼型特征下
弦长是很重要的数据，翼型上的所有尺寸数据都是弦长的相对值。
y
yu rl
O yl
τ x
c
翼型的几何参数和主要类型
翼型：用平行于对称平面的切平面切割机翼所得的剖面，称为翼剖面，简称翼型。
中弧线：翼型厚度中点的连线 弯度分布：有厚度的非对称翼，构造非对称翼型的“骨架”，称为中弧线的弯板，
它的高度yf的分布（即中弧线方程）称为弯度分布。 相对厚度：翼型最大厚度（ Tmax ）与翼型弦长（c）的比值Tmax /c
相对弯度（f）：翼型最大弯度（ fmax ）与翼型弦长（c）的比值，f= fmax/c
y
yf
O
x c
yl
翼型的几何参数和主要类型
• 翼型的主要类型
NACA四位数系列翼型
NACA XYZZ X—相对弯度 Y—最大弯度位置 ZZ—相对厚度
对于某一种翼型、某 一种机翼剖面形状，通常 通过实验来获得升力系数 与ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ角的关系曲线（翼型 的升力特性曲线），即
Cy—α曲线，如右图。
升力系数的斜率为升力线斜率：
翼型的空气动力特性和影响因素
在Cy—α曲线中，对 应于升力系数等于零的迎 角称为零升力迎角；对应
于最大升力系数Cymax的迎
角叫临界迎角或失速迎角 。
翼型的几何参数和主要类型
翼型：用平行于对称平面的切平面切割机翼所得的剖面，称为翼剖面，简称翼型。 几何弦长c：连接翼型的前缘点(x=0)和后缘点(x=c)的直线长度。
翼型厚度(t)：指上下翼面在垂直于翼弦方向的距离，其中最大者称为最大厚度Tmax 厚度分布(yt)：在弦向任一位置x处，翼型的厚度t=yu-yl=2yu，用yt=t/2表示翼型厚度分布 前缘半径(rl)： 翼型前缘为一圆弧，该圆弧半径称为前缘半径 后缘角(τ)：翼型后缘上下两弧线切线的夹角称为后缘角
简述超音速飞机的机翼平面形状及特点
超音速飞机的机翼平面形状及特点一、机翼平面形状1.1 简介超音速飞机的机翼平面形状是指机翼在平面上的几何形状，其设计直接影响到飞机的空气动力性能，对于超音速飞行来说尤为重要。
1.2 矩形平面形状在早期的超音速飞机设计中，矩形平面形状曾被广泛使用。
矩形机翼具有简单的几何形状，易于制造，但在超音速飞行时会产生较大的阻力，限制了飞机的速度及性能。
1.3 翼展锥度平面形状随着超音速飞机技术的不断发展，翼展锥度平面形状逐渐成为主流设计。
翼展锥度机翼呈锥形，即从根部到翼尖逐渐变细。
这种设计能够减小阻力，在超音速飞行时具有更好的空气动力性能。
1.4 变后掠平面形状一些超音速飞机还采用了变后掠平面形状，即机翼在根部与翼尖的后掠角不同。
这种设计可以根据飞行状态在不同的速度段获得更佳的空气动力性能。
二、特点2.1 较小的翼展比超音速飞机的机翼平面形状通常具有较小的翼展比。
这有利于减小机身与机翼的等效体积，降低阻力，并且有助于降低材料重量，提高飞机的载荷能力。
2.2 锥形机翼锥形机翼的特点是在超音速飞行时能够减小激波阻力，提高升阻比，使飞机具有更好的空气动力性能。
大多数超音速飞机都采用了锥形机翼设计。
2.3 合理的后掠角后掠角是指机翼在纵向平面上与机身的夹角，超音速飞机的机翼平面形状需要具有合理的后掠角来降低阻力，并且在超音速飞行时保持稳定的飞行姿态。
合理的后掠角设计能够使飞机在超音速飞行时具有更好的空气动力性能。
2.4 薄型翼型超音速飞机的机翼平面形状通常采用较薄的翼型。
薄型翼型能够减小阻力，提高升阻比，提高飞机的速度和性能。
结语超音速飞机的机翼平面形状具有独特的设计特点，包括翼展锥度、较小的翼展比、合理的后掠角和薄型翼型等。
这些特点使得超音速飞机在超音速飞行时具有更好的空气动力性能，为飞机的高速飞行提供了重要的技术支持。
随着科学技术的不断进步，相信超音速飞机的机翼平面形状设计将会不断完善，为飞机的超音速飞行带来更加优异的性能表现。
飞行设计知识点总结
飞行设计知识点总结一、飞行器的基本结构1. 机翼设计机翼是飞行器的主要升力产生部件，其设计直接影响着飞行器的升力性能和飞行稳定性。
其主要设计要点包括翼型选择、悬挂角设计、翼展比设计等。
2. 机身设计机身是飞行器的主要承载结构，其设计要考虑到飞行器的结构强度和重量问题。
此外，还要考虑飞行器的布局、航空设计以及载荷分布等因素。
3. 尾翼设计尾翼是用来控制飞行器姿态的部件，其设计要考虑到飞行器的稳定性和机动性。
尾翼的设计要点包括尾翼布局、面积、位置等方面。
4. 机载设备布局设计机载设备的布局设计要考虑到飞行器的使用需求和安全要求。
其设计要点包括机载设备的布局和安装、导通布线、维护通道等方面。
二、气动设计1. 翼型设计翼型是机翼的横截面形状，直接影响着机翼的气动性能。
其设计要点包括翼型的气动性能、气动优化、气动力分析等方面。
2. 升力和阻力设计升力和阻力是飞行器飞行中的两个基本气动力。
其设计要点包括升力和阻力的计算、优化设计、辅助设备选型等方面。
3. 风洞试验风洞试验是气动设计的重要手段，用来验证气动设计的理论计算结果，并对气动性能进行优化。
风洞试验的设计要点包括实验方案设计、实验数据处理、试验结果分析等方面。
三、控制设计1. 飞行控制系统设计飞行控制系统是用来控制飞行器姿态和航向的系统，其设计要点包括控制系统性能、控制律设计、传感器选型等方面。
2. 弹性控制设计飞行器的弹性振动会影响其飞行性能和结构强度，因此需要进行弹性控制设计。
其设计要点包括弹性模态分析、控制器设计、振动抑制等方面。
3. 威力制导设计威力制导是用来实现飞行器导航、飞行计划执行和目标打击的关键技术，其设计要点包括制导算法设计、传感器选型、导航系统设计等方面。
以上就是飞行设计的相关知识点总结。
飞行设计是一个综合性很强的学科，需要涉及到航空工程、气动学、航空控制等多个领域的知识。
希望本文能够对飞行设计的学习和研究提供一定的帮助。
风力发电技术-空气动力学基础
2.6
风轮上的总气动推力和总转矩
δr
叶素理论：
将叶片沿展向划分成很多小的微元段，这些微元段统称为叶素。作用在每个 叶素上的力和力矩沿展向积分，就可以求得作用在风轮上的力和力矩。
2.6
风轮上的总推力和总转矩
下翼面处流场横截面面积A3变化较小，流速W3 几乎保持不变，进而静压 力P3≈ P1。上翼面突出，流场横截面面积减小，空气流速增大，V2>V1。 使得 P2 < P1，即压力减小。 由于翼型上下表面所受的压力差，使得翼型受到向上的作用力——升力。 再由于气流和翼型有相对运动，翼型受到平行于气流方向的阻力。
2.4
翼型的空气动力特性
注：风力发电机叶片运动时所感受 到的气流速度是外来风速V与叶片 运动速度u的合成速度，称为相对 风速W。
风轮旋转平面：风轮转动所形成的平面，与风速V垂直。 翼型攻角 在翼型平面上，实际气流来流W与翼弦之间的夹角定义为翼型攻角，记做， 又称迎角。 安装角β 风轮旋转平面与翼弦之间的夹角，记做β ，又叫桨距角、节距角。 入流角φ 实际气流入流速度W与旋转平面的夹角。Φ = + β
V
由于升力和阻力是相互垂直的, 故
W
2.4
翼型的空气动力特性
翼剖面的升力特性
翼型的升力特性用升力系数CL随攻角的变化曲线 （升力特性曲线）来描述。如图。 CL CLmax
0
CT
Hale Waihona Puke 当=0 °时， CL﹥0，气流为层流。 在0～CT之间，CL与呈近似的线性关系，即随 着的增加，升力FL逐渐加大。 当=CT时，CL达到最大值CLmax。CT称为临界攻 角或失速攻角。当>Ct时，CL将下降,气流变 为紊流。 当=0(<0)时， CL=0，表明无升力。0称为零 升力角，对应零升力线。
飞行器翼型设计.
1、翼型的定义与研究发展在飞机的各种飞行状态下，机翼是飞机承受升力的主要部件，而立尾和平尾是飞机保持安定性和操纵性的气动部件。
一般飞机都有对称面，如果平行于对称面在机翼展向任意位置切一刀，切下来的机翼剖面称作为翼剖面或翼型。
翼型是机翼和尾翼成形重要组成部分，其直接影响到飞机的气动性能和飞行品质。
通常飞机设计要求，机翼和尾翼的尽可能升力大、阻力小、并有小的零升俯仰力矩。
因此，对于不同的飞行速度，机翼的翼型形状是不同的。
对于低亚声速飞机，为了提高升力系数，翼型形状为圆头尖尾形；对于高亚声速飞机，为了提高阻力发散Ma数，采用超临界翼型，其特点是前缘丰满、上翼面平坦、后缘向下凹；对于超声速飞机，为了减小激波阻力，采用尖头、尖尾形翼型。
3、NACA翼型编号NACA四位数翼族：其中第一位数代表f，是弦长的百分数；第二位数代表p，是弦长的十分数；最后两位数代表厚度，是弦长的百分数。
例如NACA 0012是一个无弯度、厚12%的对称翼型。
有现成实验数据的NACA四位数翼族的翼型有6%、8%、9%、10%、12%、15%、18%、21%、24五位数翼族的厚度分布与四位数翼型相同。
不同的是中弧线。
具体的数码意义如下：第一位数表示弯度，但不是一个直接的几何参数，而是通过设计升力系数来表达的，这个数乘以3/2就等于设计升力系数的十倍。
第二、第三两位数是2p，以弦长的百分数来表示。
最后两位数仍是百分厚度。
例如NACA 23012这种翼型，它的设计升力系数是（2）×3/20=0.30；p=30/2,即中弧线最高点的弦向位置在15%弦长处，厚度仍为12%。
一般情况下的五位数编号意义如下有现成实验数据的五位数翼族都是230-系列的，设计升力系数都是0.30，中弧线最高点的弦向位置p都在15%弦长处，厚度有12%、15%、18%、21%、24%五种。
其它改型的五位数翼型在此就不介绍了。
1、低速翼型绕流图画低速圆头翼型在小迎角时，其绕流图画如下图示。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
2.3翼型设计大展弦比（≥8）亚音速运输机半翼展中段较大区域存在准二维流动，因此，在二维机翼确定后，就需根据设计指标进行翼型设计/选择，并进行机翼配臵设计。
〃标准翼型，有对称和非对称两种；〃尖头翼型—超音速飞机有双弧形翼型，普通翼型前缘削尖和平板削尖翼型；〃超临界翼型—亚音速飞机；〃层流翼型—亚音速飞机自然层流翼型和层流控制翼型两种。
翼型设计发展由压力分布形态分为：尖峰翼型；●超临界翼型—长的超音速区；●全自然层流翼型—长层流流动区；●后缘分叉翼型—新概念翼型：基于后缘分离的翼型设计思想—背离库塔条件。
后缘分叉翼型设计原理●Aerobie 翼型—提供环形、飞碟、碟形翼飞行器稳定性Aerobie 翼型2.3.1 翼型种类与特征气动特征：层流、高升力、超临界；用途：飞机机翼、直升机旋翼、螺旋桨、风机翼型等。
1、早期翼型1912年：英国RAF－6/15翼型；一战：德国哥廷根翼型；1920-：美国NACA4、5和6系列层流翼型，前苏联ЦАГИ翼型；德国DVL翼型。
设计方法:半经验，依赖于风洞试验。
2、现代先进翼型1960年代开始；设计方法：计算空气动力学发展，按指定目标压力分布/优化方法设计。
种类：超临界翼型、先进高升力翼型、自然层流翼型。
2.3.2翼型的气动设计翼型的几何描述图1 翼型几何定义示意图上表面坐标：下表面坐标：前缘，后缘，弦线，弯度线（中弧线），厚度，弯度，前缘半径，后缘角。
一、经典翼型1、NACA4、5位数字翼型现在普遍使用的NACA系列翼型始于1929年，在兰利变密度风洞中的系统研究，称为4位数系列翼型。
这族翼型有相同的基本厚度分布，可以通过系统的变化弯度类型和量值得到该族相关的其他翼型。
研究得到的这族翼型比以前发展的翼型有更大的最大升力和较小的最小阻力。
研究也得到了翼型中线和厚度对翼型气动特性的影响。
具有相同厚度分布但最大弯度位臵有很大提前的翼型称为5位数系列翼型。
这族翼型显示了更好的特性，除了在失速时有突然的升力外。
NACA XXXX 第一位数字表示最大百分比弯度，第二位的1/10表示最大弯度位臵，后两位表示百分比厚度。
NACA X XX XX 第一位数的3/20表示涉及升力系数，第二、三两位数的1/2是翼型最大弯度的百分比弦长位臵，最后两位是百分比弦长厚度。
由试验数据在雷诺数为6*106时，四、五位数字普通翼型，最大升力系数时翼型厚度大约是12%。
2、层流翼型在较小的升力系数下，试验的阻力值与平板的比较表明，基本上所有的型阻都是粘性阻力。
因此想到利用增大层流段的长度来减小摩阻以减小型阻。
沿流向静压减小和低的湍流度对层流化有利，但不确定因素是影响分离的因素，这需要利用试验来确定这种要设计的新翼型的后部的压力恢复形式。
由于缺少必要的理论使得设计确定目标压力分布的翼型遇到了困难。
在没有合适的理论的情况下，应用经验的修改以前用的厚度分布，得到了厚度为9%的对称NACA 16-系列翼型。
这是第一族低阻高临界马赫数翼型。
这族翼型中只有最小压力点位于60%弦长处的系列翼型的得到了较广泛的应用，现在仍常用于螺旋桨设计中。
继续用近似理论设计了NACA 2-和5-系列翼型。
试验表明这些近似理论无法准确给出前缘变化的影响。
试验中得到，当表面光滑时，设计升力系数下扩展层流范围能减小阻力，但当粗糙时，阻力会变得很大，特别是当升力系数大于设计升力系数时。
因此这两族族翼型都荒废了。
NACA 6-系列翼型的基本厚度形式是通过改进的方法获得的[2]。
也发展了NACA7-系列翼型。
这族翼型的特点是下表面的层流范围比上表面的大，在中等设计升力系数下，又较小的低头力矩，但却以减小最大升力系数和临界马赫数为代价。
NACA 6-系列翼型是较成功的层流翼型。
下面着重介绍该族翼型。
NACA 6族翼型的中弧线是使从x=0到载荷为均匀分布，从x=a 到x=1.0的载荷线形减到零而设计的。
下图可以较清楚的看出。
图2 NACA65，2-415设计升力系数0.4时的压力分布NACA 6族翼型一般用6个数字和中弧线来标记。
如NACA65，2-415，a = 0.5。
6是族号，5表示cl=0.0时基本厚度翼型最小压力点位于该数的1/10弦长位臵，2表示低阻的升力系数范围是设计升力系数上下浮动该数字的1/10，4的1/10表示设计升力系数，15表示百分弦长厚度。
（注：基本厚度是以30%厚度为基准）在下面的图3可以看出这几位数字的含义。
NACA 6系列翼型后缘较薄，这给结构设计和制造带来了困难，特别当最小压力，点靠前时，这种缺点更加明显。
为了克服这一缺点，将基本厚度分布翼型的上下表面从80%弦长处至后缘处改为直线外型。
对于有弯度翼型采用修正中线，以保证有弯度翼型从80%弦长直到后缘的上下表面有直线外型。
这种修形后的新翼型称为NACA 6A系列翼型，见图4。
其基本特性与NACA 6系列翼型基本相同。
见图5。
图3 NACA65，2-415气动力特性图 4 NACA 64-210 和NACA 64a210外形的比较图 5 NACA 64-210 和NACA 64a210气动特性比较NACA6和NACA6A 族翼型的特点从阻力看，NACA6族翼型是自然层流翼型，在小迎角飞行时，其摩擦阻力比普通翼型（四、五位）的小，特别是NACA6族翼型能在一个有限的升力系数范围内，形成“低阻区”，使其最小阻力远比四位和五位数字翼型的小。
但一方面利用低阻“下陷”减小最小阻力只能在设计状态下使用，超过低阻升力系数范围，其阻力将急剧增大，这是由于转捩点的突然前移造成的，另一方面随相对厚度减小，低阻升力系数范围小，“下陷”所带来的好处在减小。
对薄翼，其好处就几乎没有多大的实际意义。
再者，在低阻层流范围内，对翼面的光滑程度要求很严，而且对使用雷诺数也很敏感，这些不足使得NACA6族翼型在实际使用时不太理想。
直到最近，由于翼型设计技术的发展有可能设计出一种应用于超临界马赫数并且同时具有良好升力特性的自然层流翼型。
二、跨音速翼型跨音速翼型要求在超临界流动状态下能减弱甚至消除上表面的激波。
尖峰翼型和超临界翼型是跨音速翼型。
1、尖峰翼型尖峰翼型的特点是力图使翼型上表面的前部具有明显负压峰，故名尖峰翼型。
这样，使气流经过前缘附近急剧膨胀加速到超音速，出现局部超音速区，关键是翼型表面设计得当，使得翼面上发出的膨胀波经声速线反射而形成压缩波（压缩波回到翼面上反射仍为压缩波）并不聚焦而形成激波，气流在超音速区内能接近等熵地减速扩压，最后经过一道很弱的激波变成亚声速流，从而避免激波引起的严重损失及其他不利现象。
尖峰翼型的临界马赫数并不高，甚至亚临界的阻力还稍大些。
突出优点在于提高了阻力发散马赫数Mdd，扩大了临界马赫数和Mdd之间的区域，使翼型在这个超临界域内可以很好地使用。
由于超临界翼型的突出优点，现在尖峰翼型很少被使用。
2、超临界翼型发展历史：超临界翼型发展的里程碑事件。
见表一。
表一：超临界翼型的发展阶段最初的超临界翼型是带缝的，见图6，该缝大约在四分之三弦长处，为了给附面层注入能量，以推迟上下表面的分离。
之后通过适当的压力分布设计控制附面层的分离，而不是通过缝引入下表面的高能气流，发展成了整体翼型。
整体翼型的发展经历了三个阶段。
NACA SC（1）XX XX，NACA SC（2）XX XX和NACA SC（1）XX XX。
SC代表超临界翼型，括号内是发展阶段，之后的两位数的十分数是设计升力系数，最后两位是百分比弦长厚度。
图6超临界翼型的发展设计原理：消除上表面激波前的流动加速主要由于超临界翼型减小的中部曲率，这样使得波前马赫数减小，在给定升力系数下，会减弱激波的强度。
其原理类似尖峰翼型，见图7。
关键的是设计翼型形状使得超音速区内的加速和减速相平衡，由此获得平顶型压力分布的翼型，即使翼型的上表面有连续的曲率。
影响膨胀和压缩的两个主要因素是，前缘和从前部到翼型中间的部分。
首先，需要前缘产生足够强的膨胀波，以能再以压缩波的形式从音速线反射回来，见图7。
因此导致超临界翼型前缘半径很大的特点。
其前缘半径比以前的翼型大的多，而且比同样厚度NACA6系列的翼型的前缘半径的两倍还大。
再者，翼型中部曲率要保持足够的小，以使不会产生太强的加速，这是反射压缩波要克服的。
由此致使超临界翼型上表面平坦的特征。
平坦的压力分布利于阻止接近后缘流动减速产生的扰动前传。
这阻止了近壁面扰动前传并且使流动收敛于以普通激波。
然而，靠近壁面的一小段距离内流动是亚音速的，扰动能前后传播进入超音速区以使流动减速致使形成激波。
这些效应的混合大大减弱了激波的范围和强度。
实际上，这是获得设计状态无激波的一个关键因素。
图7 超临界翼型流动机理示意图波后的压力平台对稳定边界层也是很必要的，见图8。
因为附面层没有外流那样大的动量，所以当其穿过激波的压力上升时，它比外流减速多。
如果波后压力梯度太大，附面层会回流并产生分离。
问题是怎样使附面层克服回流。
若附面层经受波前到后缘连续的逆压梯度，附面层理论表明它会分离。
然而，波后的压力平台通过混合后缘最后和激波后的压力升，使附面层再次获得能量。
结果可以使附面层经受更大的总压力升而不回流。
这是使附面层稳定的一个主要因素。
图 8 激波后的压力平台对超临界翼型，目的是当附面层承受激波和后缘的压力升时，保持附面层附着。
若压力从波前的值上升到通常后缘处的值，附面理论表明，它会分离，即使波后有压力平台段。
因此，通过把超临界翼型后缘上下表面设计的斜率相等，使后缘压力系数稍稍为正。
这样形成了很尖很薄的后缘。
下表面后部的凹坑是后加载的需要使然。
增加后缘厚度至0.7%都能在跨音速范围内获得减阻效果。
后缘厚度超过0.7%会使亚跨音速的阻力都增加。
当后缘厚度为1.0%并有凹穴修形时，可获得整个马赫数范围内的小量减阻效果。
最优的后缘厚度虽最大厚度变化，但一般小于0.7%。
与低速性能协调，前缘半经显得太大了，并且低头力矩太大，使得在后部凹坑襟翼位臵没有足够的结构强度。
研究表明，下表面后部附近加厚，前缘部分变薄，在不损失翼型设计状态性能的情况下，能有效地减小低头力矩。
更多的研究表明，在80%弦长附近加，不牺牲跨音速性能。
这是第三阶段翼型的特点。
需要指出，超临界翼型相对较大的低头力矩用于后掠机翼上时，所产生的不利效应没有通常想象的大。
三维全机试验与翼型对比表明，高速时最优的扭转比低速时大。
当设计马赫数接近1.0，扭转能有效减小或消除由于较大的低头力矩带来的配平阻力。
三、高升力翼型在厚的超临界翼型上，获得的高的最大升力和缓和的失速特性，促进了发展用于低速通用飞机的先进翼型。
重点放在设计具有低的巡航阻力，高的爬升升阻比，高的最大升力和可预测的缓和的失速特性的湍流翼型。
在70年代中期，发展了几种用于轻型飞机中的速翼型，目的是填补低速翼型和超临界翼型之间的空白。