超音速公務機聲爆計算與布局討論

2023年12月29日發(作者：中層管理人員培訓)

超音速公務機聲爆計算與布局討論

但聃;楊偉

【摘 要】超音速公務機是航空工業的重要發展方向之一,低聲爆設計技術是超音速公務機的關鍵技術,但國內在該領域幾乎沒有任何研究基礎,無法為超音速公務機提供足夠的設計支持。為此,介紹了兩種計算聲爆的方法：一是從超音速流動的線化方程出發,推導體積和升力產生聲爆強度的估算方法,該方法適用于飛機概念設計階段;二是從非線性聲學傳播方程出發,使用CFD近場結果作為輸入,編程計算聲爆強度,該方法適用于飛機初步/詳細設計階段。在此基礎上,對影響聲爆強度的參數進行初步分析,結果表明：飛機重量和飛行高度對聲爆強度影響很大,展弦比、翼載等參數對聲爆強度的影響較小;＂細長機身＋鴨式布局＋大后掠三角翼＂布局比較有利于減小聲爆強度。%Supersonic business jet is considered to be an important

development trend of the worldwide aviation sonic boom

design is the key technique in the development of supersonic business

jet,but there is little rearch in China to support its two

methods are first method is the guesstimate compute

method that the sonic boom intensity is given parately by volume-induced part and lift-induced part through the modified supersonic flow

linear method is suited for aircraft conception

cond method is a more preci method that the sonic boom intensity is

calculated by using an in-hou program through non-linear acoustic

propagation formula,using a CFD near-field result as an is suited

for the preliminary/detailed ing to the parametric analysis,it

is found that flying weight and height are of great effects on sonic boom

intensity,while aspect ratio and wing loading is of few is also

found the configuration with a spindly fulage,a canard and a highly

backward swept wing is excellent for sonic boom decrea or control.

【期刊名稱】《航空工程進展》

【年(卷),期】2012(003)001

【總頁數】9頁(P7-15)

【關鍵詞】超音速公務機;聲爆;參數分析;布局優化

【作 者】但聃;楊偉

【作者單位】成都飛機設計研究所總體設計技術研究部,成都610041;成都飛機設計研究所總體設計技術研究部,成都610041

【正文語種】中 文

【中圖分類】V211.4

0 引 言

超音速公務機是當前世界航空工業較為關注的未來發展方向之一。航空界認為超音速公務機項目在2020年之前投入運營的概率為85%，在20年的生產期內市場需求將達到250～400架，其具體數量取決于價格和性能[1]。面對如此誘人的市場，多家著名的飛機生產商和科研機構提出了各自的方案，包括蘇霍伊、格魯曼、灣流、洛克希德馬丁、達索、圖波列夫、日本航空工業協會、美國超音速巡航工業聯盟等，如圖1所示[2-3]。

(a) 蘇霍伊和格魯曼合作的 S-21 超音速公務機方案

(b) SAI公司安靜超音速客機(QSST)方案

(c) 日本NEXST 模型試驗過程

(d) Aerion公司超音速公務機(SBJ)方案

(e) 達索的超音速公務機方案圖1 各式各樣的超音速公務機方案Fig.1 Different

kinds of supersonic business jet project

聲爆是超音速飛行器所特有的一種氣動聲學現象[4-5]。當飛行器作超音速飛行時，飛行器周圍的空氣受到擾動產生多道激波、膨脹波。這些激波、膨脹波在傳播過程中逐漸合并、耗散，形成一系列波系，如圖2所示。由于激波非常弱，所以該波系的傳播速度近似等于聲速。波系與飛行器的相對位置是固定的，波陣面的形狀近似為一個頂點在飛機頭部的馬赫錐，波系的傳播方向垂直于馬赫錐面。飛機向前飛行時，馬赫錐狀的波陣面也被飛機“拖”著跟隨飛機向前運動，如圖3所示[4]。當波陣面掠過地面上靜止的觀察者時，觀察者會感受到氣壓猛然增加，接著氣壓急劇降低到恒穩大氣壓之下，最后猛然恢復到恒穩大氣壓。這一過程在幾十毫秒內完成，人耳無法分辨氣壓變化的細節，只能聽到類似于爆炸的聲音，這種現象稱為聲爆。聲爆非常刺耳，往往引起人焦躁不安的情緒，甚至可能造成建筑物的損壞。一般以氣壓的最大增加量(即“過壓”)來描述聲爆強度。

圖2 典型的聲爆波系壓力曲線Fig.2 Typical pressure curve of wave system

with sonic boom

圖3 聲爆的形成機理Fig.3 Mechanism of sonic boom

“協和”飛機超音速飛行時產生的聲爆過強，被許多國家禁止在境內超音速飛行[6]。聲爆過強大大限制了“協和”的使用范圍，是導致其退出市場的重要原因之一，超音速公務機也面臨著類似的問題。若不能夠將聲爆強度控制在法規允許之內，獲得在大陸上空飛行的許可，那么超音速公務機的市場份額將會下降75%，嚴重影響其市場生存[1]。所以聲爆問題是影響超音速公務機設計成敗的決定性因素之

一，低聲爆設計技術是超音速公務機的關鍵技術。

CSBJ(Chine Supersonic Business Jet)是國內提出的一種超音速公務機方案，如圖4所示[1]。與當代的公務機相比，CSBJ具有飛行速度和航程的優勢，同時兼顧經濟性和環保性。該方案針對民用商業市場設計，須滿足適航法規，應達到較高的聲爆(噪聲)標準。但國內幾乎沒有對聲爆開展研究，知識儲備不足以支撐低聲爆的CSBJ概念設計。

(a) 主視圖 (b) 右視圖

(c) 俯視圖圖4 CSBJ三視圖Fig.4 Three-view drawing of CSBJ

為解決上述問題，本文介紹了兩種計算聲爆的方法，分別適用于飛機概念設計階段和初步設計階段。在此基礎上，分析影響聲爆強度的參數，并支持超音速公務機的布局選擇和優化設計。

1 估算和計算聲爆強度

1.1 線性方法估算聲爆強度

1.1.1 旋成體的聲爆強度

最初是由魏薩姆(Witham G B)[7-8]于1952年提出了線性方法估算聲爆強度。該方法以超音速流動的修正線化方程為基礎，利用旋成體的聲爆計算公式，推導出體積和升力產生聲爆強度的估算方法，適用于飛機概念設計階段。

利用修正線化理論[4](在超音速流動的線化理論中未考慮聲速隨壓強的變化，修正線化理論則考慮了這一因素。)可以推導出，旋成體的聲爆強度的計算公式[7]：

(1)

(2)

式中：Δp為聲爆最大過壓，即聲爆強度；p0為大氣壓；Ma為飛行馬赫數；r為觀察點距離飛機航跡的距離；F(η)為魏薩姆函數；Se為旋成體的橫截面積；ξ與y為飛行器長度方向站位的相對坐標，其在飛機頭部為0，在飛機尾部為1。

若飛機的聲爆分為體積效應的貢獻和升力效應的貢獻兩部分，則可以簡化公式，便于工程計算。

1.1.2 估算體積貢獻的聲爆強度

把飛機的體積折算成當量旋成體，即可推導出體積貢獻的聲爆強度計算公式[4，7]。

(3)

(4)

式中：Ma為飛行馬赫數；Dev為飛機的最大當量直徑；L為飛機的長度；為飛機的細長比；p0和pg分別為飛行高度和地面的大氣壓力；KR為反射系數，在自由空間中KR=1，當觀察者靠近光滑堅硬的水平面時，KR≈2；KV為體積形狀系數，約為飛機某STA處橫截面積和最大橫截面積的比值；均為無量綱長度，分別等于yc/L、y/L和ξ/L，都用飛機長度無量綱化的STA坐標。

將CSBJ飛機的外形參數帶入公式(3)可計算出體積貢獻的聲爆強度。最大當量直徑應按照超音速面積率計算飛機的截面積，再折算成當量直徑。

1.1.3 估算一般飛機升力貢獻的聲爆強度

飛機水平飛行時，飛機的升力等于飛機的總重。并利用超音速小擾動下源強微元和升力微元的等價關系，可以推算出升力貢獻的聲爆強度計算公式[4，7]。

(5)

(6)

公式(5)中各參數含義與公式(3)中保持一致。lw為機翼的長度；Kl為升力形狀系數，根據經驗實際機翼的值一般在1.4～1.63。公式(6)中各參數含義與公式(4)中保持一致為微段的升力與總升力的比值。

1.1.4 估算超音速前緣三角翼飛機升力貢獻的聲爆強度

公式(7)可以用于計算一般飛機升力引起的聲爆強度，但對Kl的估算較為復雜，工程上仍不方便使用。而三角翼是超音速公務機常見的翼面布局形式，所以本文在魏薩姆(Witham G B)[7]工作的基礎上推導出超音速前緣三角翼飛機升力貢獻的聲爆強度，便于工程應用。

超音速前緣三角翼流動的近似解如圖5所示[9]。超音速前緣氣流速度垂直于機翼前緣的分量大于音速，機翼的后掠角大于馬赫角的余角，即后掠角小于

圖5 超音速前緣三角翼的流動特點Fig.5 Flow of delta wing with a supersonic

leading edge

圖5中Ⅱ區域是機翼前緣尖點的馬赫錐影響范圍，Ⅰ區域則是機翼前緣尖點馬赫錐以外。t是前緣點發出的射線斜率和馬赫線斜率的比值，為錐形坐標。

求解過程比較復雜，這里僅給出結果。根據近似解的結果，馬赫錐內的翼面(即圖5中Ⅰ區)上任一點的載荷系數為

(7)

馬赫錐外的翼面上任一點的載荷系數為

(8)

可以看出，無論是馬赫錐內還是馬赫錐之外，從前緣點發出的射線上任一點的載荷系數相同，那么弦長方向上長度dx的翼面微段的升力l(x)應該與坐標x成正比，

即l(x)=kx。

又因為全機升力等于飛機重量，故

(9)

可以推出

(10)

進一步：

(11)

將公式(11)帶入公式(1)可得：

=

(12)

公式(12)的精確程度高于公式(5)。將CSBJ的飛機重量W，機翼面積S，展弦比λ，大氣壓P0等參數輸入公式(12)，即可估算出超音速前緣三角翼飛機升力貢獻的聲爆強度。

1.1.5 CSBJ的聲爆估算結果

使用公式(3)和公式(12)估算CSBJ巡航平飛時地面感受到的聲爆強度。飛行高度分

別取13 km、15 km、18 km，飛行馬赫數分別取1.3、1.5、1.8。估算結果如表1所示。

表1 CSBJ聲爆估算結果Table 1 Guesstimate result of CSBJ sonic boom

intensity高度/km飛行馬赫數升力引起的聲爆最大過壓/Pa體積引起的聲爆最大過壓/Pa總的聲爆最大過壓/Pa體積效應在聲爆中所占比例/%

131.37.2324.8532.0877 131.57.8429.0036.8479 131.88.1334.0942.2281

151.36.5019.0625.5675 151.57.0422.2529.2976 151.87.3026.1633.4678

181.35.6713.1218.7970 181.56.1415.3221.4671 181.86.3718.0124.3774

1.2 使用非線性聲學傳播方程計算聲爆強度

1.2.1 線性方法的誤差和改進方法

在第1.1節聲爆計算公式的推導過程中使用了下列近似處理：

(1) 使用當量的旋成體來模擬飛機的體積效應和升力效應。

(2) 簡化流體力學方程組，使用小擾動的線性速度勢方程和可壓縮流的伯努利公式[10]來求解超音速氣流繞當量旋成體的流動。

(3) 使用修正線化理論計算聲爆的傳播過程。

上述簡化處理在方便計算的同時，也帶來了計算誤差。若要更精確地計算聲爆，則可以通過如下的方法來避免誤差的產生，該計算思路最早是由Hayes等[11]人提出的。

(1) 通過使用CFD方法，使用離散化的N-S方程代替小擾動線化方程計算飛機附近的流場。該方法不僅可以考慮飛機真實形狀對流場的影響，還能部分考慮到激波、膨脹波系相互影響帶來的耗散作用，計算精度大大高于旋成體的模擬和速度勢方程。

(2) 使用幾何聲學和非線性聲學傳播方程代替修正線化理論來計算聲爆傳播過程[11]。該方法實質上是等熵流動，物理意義較修正線化理論更真實。除此之外，還能考慮大氣流動、溫度、壓力變化對聲爆傳播過程的影響。

1.2.2 計算步驟

在計算之前，先定義如圖6所示的兩個計算域：內計算域在飛機附近，用來進行飛機附近流場的CFD計算；外計算域則包括從內計算域以下直到地面的廣大空間，用來進行聲爆的傳播計算。

圖6 聲爆計算的兩個計算域Fig.6 Two regions of sonic boom computation

在內計算域中進行CFD計算，從空間流場中提取飛機下方一定距離處壓力分布。

使用非線性聲學傳播方程計算聲爆強度的過程如下：

(1) 在內計算域中使用CFD方法(或通過風洞試驗)計算出超音速飛行時飛行器周邊的空間流場，給出距離飛行器底部一定距離處參考直線上的空間流場壓力分布曲線，該直線位于飛行器對稱面上，與飛行器的軸線平行，與飛行器的距離應是飛行器最大長度的4～5倍。壓力分布應在與飛行器相對靜止的坐標系(簡記為坐標系1)中給出；

(2) 把步驟1中得到的坐標系1中的空間壓力分布曲線，轉化為與地面相對靜止的坐標系(簡記為坐標系2)中的壓力隨時間變化的曲線；

(3) 把步驟2中的時域信號離散化，用若干個線性段來近似模擬；

(4) 使用非線性的聲學傳播方程，計算一個微小時間段Δt之后的傳播信息，包括傳播方向、傳播時間、高度和新的波形[11]；

(5) 重復迭代步驟4，直到計算高度降為0，即計算得到了地面的聲爆波形和強度。

本文采用商業軟件CFX計算超音速飛行時飛行器周邊的空間流場(步驟1)，使用MATLAB編程的方法進行聲學傳播計算(步驟4和步驟5)，實現了上述過程。通過計算發現，該方法可以計算飛機超音速巡航時產生的聲爆強度，計算結果可以與第1.1節中的公式相印證。非線性聲學傳播的程序實現是在流體力學和聲學理論的基礎上獨立開發完成的。

1.2.3 CSBJ的聲爆計算結果

用上述方法計算了CSBJ巡航平飛時地面感受到的聲爆強度。飛行高度分別取13

km、15 km、18 km，飛行馬赫數分別取1.3、1.5、1.8時。估算結果如表2所示。對于表2中的數據，可以認為零升力時的聲爆完全是由體積效應產生的。地面上感受到的聲爆特征如圖7所示，這是聲爆傳播到地面時，地面上靜止的觀測者感受到的壓力隨時間變化的過程。

表2 CSBJ聲爆計算結果Table 2 Result of CSBJ sonic boom intensity高度/km飛行馬赫數地面感受到的最大過壓/Pa巡航平飛零升力131.38.953.611.511.363.951.815.279.10151.36.062.071.57.182.391.89.665.33181.33.300.941.56.572.001.88.904.73

圖7 地面上感受到的聲爆特征Fig.7 Sonic boom outline on ground

1.3 結果與討論

綜合第1.1節和第1.2節的計算結果，得到如下結論：

(1) CSBJ超音速公務機的最大聲爆約15 Pa，經查證，CSBJ聲爆水平與國外在研型號的聲爆控制目標接近。如果提高該飛機競爭力則還需繼續優化布局，減小聲爆。

(2) 第1.1節的估算方法簡單，結果滿足工程要求，可作為飛機初步設計階段判斷聲爆特點的依據。第1.2節利用非線性聲學傳播方程計算聲爆強度的方法更加精確，可用于支持飛機詳細設計。

對于CSBJ聲爆特性的最嚴重情況(Ma=1.8，H=13 km)，體積效應貢獻的聲爆強度占了總聲爆強度的大部分。若進行聲爆優化工作，應把主要精力放在體積效應貢獻的聲爆強度上。

1.4 對影響聲爆強度因素的分析

從公式(1)和公式(3)可以看出，超音速飛機的聲爆強度，取決于超音速公務機的飛行條件、總體參數和外形參數。其中，飛行條件包括飛行高度H，飛行馬赫數Ma；影響較大的總體參數包括翼載W/S、飛機總重W；影響較大的外形參數包括飛機

長細比D/L、機翼展弦比、前緣后掠角。

(1) 飛行馬赫數的影響

聲爆強度隨飛行馬赫數變化的曲線如圖8和圖9所示，其中縱坐標為各飛行馬赫數下聲爆強度與Ma=1.5時聲爆強度的比值。根據公式(1)和公式(3)，當飛行馬赫數增加時，體積貢獻的聲爆強度一直增加，而升力貢獻的聲爆強度先增加后減小。當飛行馬赫數接近于1.0時，升力和體積貢獻的聲爆強度都增加較快；當飛行馬赫數接近1.5時，體積和升力分別貢獻的聲爆強度隨飛行馬赫數的增加變化不大，飛行馬赫數每升高10%，體積貢獻的聲爆強度增加4.5%，升力貢獻的聲爆強度增加2.6%。飛行馬赫數Ma=2.0時，升力貢獻的聲爆強度達到最大值。

圖8 飛行馬赫數對體積貢獻的聲爆強度的影響Fig.8 Effect of flight Mach

number on sonic boom intensity induced by volume

圖9 飛行馬赫數對升力貢獻的聲爆強度的影響Fig.9 Effect of flight Mach

number on sonic boom intensity induced by llift

(2) 飛行高度的影響

聲爆強度隨高度變化的曲線圖10和圖11所示，其中縱坐標為各高度下聲爆強度與H=15 km時聲爆強度的比值。根據公式(1)和公式(3)，發現隨著飛行高度的增大，聲爆強度明顯減弱。體積效應貢獻的聲爆強度比升力效應貢獻的聲爆強度減弱得更快。在飛行高度10 km左右時，飛行高度每增加10%，體積效應貢獻的聲爆強度減弱13.9%，升力貢獻的聲爆強度降低7.0%。

圖10 飛行高度對體積貢獻的聲爆強度的影響Fig.10 Effect of flight height on

sonic boom intensity induced by volume

圖11 飛行高度對升力貢獻的聲爆強度的影響Fig.11 Effect of flight height on

sonic boom intensity induced by lift

(3) 飛機總體參數的影響

對于直前、后緣和零跟梢比的機翼，可以把公式(3)改寫為更清晰的形式：

(13)

式中：λ是機翼展弦比，μ=bR/lw；bR為機翼根弦長度。

根據公式(13)，升力貢獻的聲爆強度與飛機的重量和翼載有關，與飛機重量的3/8次方成正比，與翼載的1/8成正比。當外形與飛行參數確定時，飛行重量每增加10%，聲爆增加3.8%，是影響聲爆強度的主要因素之一。

(4) 外形參數的影響

① 根據公式(1)，體積貢獻的聲爆強度與飛機的長細比成反比。飛機長細比每增加10%，聲爆強度也降低10%。

② 根據公式(12)，升力貢獻的聲爆強度與飛機展弦比的1/8次方成正比，展弦比的影響較小。

③ 后掠角越大聲爆強度越小。

可以看出，減小聲爆強度的措施與減小飛機的超音速阻力的措施是類似的。一般來說，降低飛機超音速阻力的措施也能降低聲爆強度。

(5) 小 結

綜上所述，飛機重量、飛行高度、飛行馬赫數、飛機長細比等是影響超音速飛行器聲爆強度的主要因素，如表3所示。

表3 影響超音速飛行器聲爆強度的因素Tabel 3 Parametric nsitivity on sonic

boom intensity of a supersonic aircraft參 數參數每增加10%,對體積貢獻的聲爆強度的增量/%參數每增加10%,對升力貢獻的聲爆強度的增量/%評 價飛行馬赫數(Ma=1.5) 4.52.6主要因素飛行高度(H=10 km)-13.9-7.0 主要因素飛行重量(W)—3.8主要因素翼載(W/S)—1.3次要因素長細比-10.0—主要因素展弦比—1.3次要因素

2 考慮聲爆因素的超音速公務機布局選擇

(1) 國外方案概覽

從第1節可以看出，布局形式對超音速公務機聲爆水平有很大的影響，所以在進行超音速公務機的布局選擇工作時，應該充分考慮聲爆因素，有必要對各種布局飛機的聲爆特點做逐一討論。本文嘗試著對不同布局的超音速公務機的聲爆強弱做定性的評價，將構型分為機身、機翼、控制面、發動機等多個部分討論。國外方案的特點如表4所示。

表4 國外超音速公務機的特點Table 4 Parameter of foreign SBJ conception公

司布局形式巡航速度(Ma)座數長度/m重量/t聲爆過壓目標/Pa蘇霍伊/格魯曼中等后掠角后掠翼,三翼面-----灣流變后掠翼1.815---國際超音速航空(SAI)/洛馬鴨式布局、高位海鷗式機翼,搭接式倒V型尾翼1.6～1.88～1240.069.5 24.0Aerion梯形翼,幾乎不后掠,T尾1.1～1.6-41.340.823-達索大后掠三角翼,曲線前緣,鴨式布局1.6～1.8--45～65-圖波列夫- 2.06～10---日本航空工業協會大后掠三角翼1.6～1.8----超音速巡航工業聯盟- ----28.7

(2) 機身布局

超音速公務機應該選擇較為細長的機身。根據公式(1)，體積效應產生的聲爆強度正比與飛機的細長比，飛機越細長，聲爆強度越小。根據空氣動力學的結論，機身越細長，超音速波阻也越小。列出的國外在研各型號都采用了細長機身的方案，又由于乘客舒適性和飛機結構設計的需要，機身不能做得太細，故上述若干方案不約而同的選擇了長機身的設計方式，機身長度普遍比亞音速公務機長得多。SAI方案和Aerion方案是10座級公務機，最大起飛重量在40～70 t之間，機身長度約達40 m。相比起來，最大起飛重量達到148.33 t，旅客總數189人的波音707-320B總長度也只有46.61 m。

(3) 機翼布局

國外各家方案選擇了不同的機翼布局形式，既有采用平直梯形翼的，也有變后掠翼的，還有采用大后掠三角翼/箭形翼或其他三角翼的衍生形式的。本文認為，梯形平直翼產生的聲爆強度最強，梯形后掠翼產生的聲爆強度會小得多，大后掠三角翼產生的聲爆強度最小。

采用三角翼布局，后掠角一般比較大，既降低了機翼前緣的激波強度，也能讓激波位置在飛機軸線分散開，避免出現聚集在同一站位的激波系。同時，大后掠三角翼布局的飛機的超音速面積律分布一般比較均勻，避免出現橫截面積突然增加的截面，也對減小聲爆強度有好處。采取平直梯形翼的飛機，機翼位置橫截面積突然增加，不利于減小阻力，減小聲爆。梯形后掠翼的效果介于三角翼與平直翼之間。

大部分國外方案均選擇了三角翼或者大后掠的梯形機翼。僅有Aerion公司采取了梯形翼機翼方案，這是因為該方案設計理念比較特殊，巡航飛行馬赫數在跨音速范圍內。

(4) 縱向操縱面布局

國外方案既有采用正常式布局的，也有采用鴨式布局的。我們認為，鴨翼布局優于正常式布局。為了配平飛機，正常式布局的平尾帶來負升力，增加主翼面載荷，鴨式布局則帶來正升力，減小主翼面載荷。由于升力貢獻的聲爆強度主要與主翼面的載荷有關，所以鴨式布局產生的聲爆強度應低于正常式布局產生的聲爆強度。

(5) 發動機布局

發動機的布局形式也對聲爆強度有影響。公務機不同于戰斗機，機身內部無法容納發動機，只能把發動機布置于機身外，常見的發動機布局形式有翼吊、尾吊、翼根內三種。若把發動機布置在翼根內，會造成艙內噪音大，結構偏重，現代飛機很少選用這種布局形式。而翼吊布局與尾吊布局對聲爆來說區別并不大，選用哪種要根據機翼的形式來確定。翼吊形式對機身結構的影響較小，但要求機翼強度剛度較好。對于大后掠三角翼，翼根較長，在兩側機翼的翼根下吊裝發動機付出的結構代價較

小，適合采用翼吊形式。梯形后掠翼則可選擇尾吊形式。需要注意的是，無論采用哪種布局形式，發動機的安裝位置都應盡量避免與機翼位于同一截面，影響面積律分布。同時在發動機的截面應注意機身修型，盡可能減小該站位的總橫截面積。

(6) 布局形式優劣總結

布局形式對聲爆控制的影響如表5所示。需要指出的是，該表主要考慮了控制聲爆強度的需要，也考慮到了一部分氣動與結構的設計要求。型號研制還需綜合各方面要求進行權衡，選擇合適的布局形式。

表5 布局形式對聲爆控制的影響Table 5 Effect of configuration on sonic

boom control部件布局形式控制聲爆能力機身細長機身優短粗機身劣主機翼大后掠三角翼優梯形后掠翼一般梯形平直翼劣縱向控制面鴨式優正常式一般發動機翼根內不常見翼吊一般尾吊一般

從表5可以看出，僅就控制聲爆強度來說，最好的布局形式是“細長機身+大后掠三角翼+鴨式布局”的形式。

回顧國外方案布局形式，在思路上有很多相同之處。美國洛馬SAI公司的QSST方案和法國達索都采用“細長機身+大后掠三角翼+鴨式布局+翼吊發動機”的布局形式來控制聲爆強度。美國灣流的變后掠翼方案在巡航時也類似于三角翼。在控制聲爆強度的思路上，Aerion公司獨樹一幟，采取了降低巡航飛行馬赫數的方法來控制聲爆強度。

3 結 論

(1) 飛機重量和飛行高度對聲爆強度影響很大，翼載、展弦比等參數對聲爆強度的影響較小。

(2) 對不同布局對聲爆的影響進行了分析，認為“細長機身+鴨式布局+大后掠三角翼”的布局最有利于減小聲爆強度。

參考文獻

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