目前，超臨界機翼已廣泛使用于新型飛行器的設(shè)計中，為了提高飛行性能減少起飛重量，飛機結(jié)構(gòu)大量采用碳纖維復(fù)合材料，在機翼布局上普遍采用大展弦比或超大展弦比機翼來提高飛機的升阻比，這種機翼在受到氣動載荷時，往往會產(chǎn)生較大的靜氣動彈性變形，這些變形嚴(yán)重影響著飛機的飛行性能，對飛機的飛行安全造成極大的危害。但是采用超臨界機翼后，機翼的靜氣動彈性特性有什么變化規(guī)律，目前尚沒有仔細(xì)的研究和較多相關(guān)文獻(xiàn)發(fā)表。因此，在新型飛機設(shè)計中必須對超臨界機翼靜氣動彈性問題加以認(rèn)真考慮，以往以剛性飛機為設(shè)計對象，輔之以彈性修正的設(shè)計方法已不能適應(yīng)新型飛機的設(shè)計要求，需要以真實彈性飛機為研究對象直接進行飛行器氣動彈性特性研究和載荷分析，由于要求跨音速飛行，甚至大迎角飛行，以前采用的線性氣動力理論計算結(jié)構(gòu)彈性對載荷影響的方法不再適用，基于Euler/NS方程的氣動力數(shù)值計算方法可以滿足新型飛機載荷分析的要求，同時，以Euler/NS方程為基礎(chǔ)的載荷分析方法，也是目前國內(nèi)外氣動彈性研究發(fā)展的熱點之一。

　　本文以Euler方程為控制方程，計算彈性機翼飛行時所受氣動力載荷，再耦合結(jié)構(gòu)靜平衡方程，通過多次迭代計算，求解飛行狀態(tài)下機翼結(jié)構(gòu)彈性平衡時的真實形狀和真實載荷，并以普通彈性機翼和超臨界彈性機翼在總載荷保持不變的情況下比較它們的真實彈性變形，從而總結(jié)出超臨界機翼靜氣動彈性變化規(guī)律。