目前，超臨界機(jī)翼已廣泛使用于新型飛行器的設(shè)計(jì)中，為了提高飛行性能減少起飛重量，飛機(jī)結(jié)構(gòu)大量采用碳纖維復(fù)合材料，在機(jī)翼布局上普遍采用大展弦比或超大展弦比機(jī)翼來(lái)提高飛機(jī)的升阻比，這種機(jī)翼在受到氣動(dòng)載荷時(shí)，往往會(huì)產(chǎn)生較大的靜氣動(dòng)彈性變形，這些變形嚴(yán)重影響著飛機(jī)的飛行性能，對(duì)飛機(jī)的飛行安全造成極大的危害。但是采用超臨界機(jī)翼后，機(jī)翼的靜氣動(dòng)彈性特性有什么變化規(guī)律，目前尚沒(méi)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(jī)設(shè)計(jì)中必須對(duì)超臨界機(jī)翼靜氣動(dòng)彈性問(wèn)題加以認(rèn)真考慮，以往以剛性飛機(jī)為設(shè)計(jì)對(duì)象，輔之以彈性修正的設(shè)計(jì)方法已不能適應(yīng)新型飛機(jī)的設(shè)計(jì)要求，需要以真實(shí)彈性飛機(jī)為研究對(duì)象直接進(jìn)行飛行器氣動(dòng)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(dòng)力理論計(jì)算結(jié)構(gòu)彈性對(duì)載荷影響的方法不再適用，基于Euler/NS方程的氣動(dòng)力數(shù)值計(jì)算方法可以滿足新型飛機(jī)載荷分析的要求，同時(shí)，以Euler/NS方程為基礎(chǔ)的載荷分析方法，也是目前國(guó)內(nèi)外氣動(dòng)彈性研究發(fā)展的熱點(diǎn)之一。

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