超聲速雙翼機(jī)
——一種可能的低聲爆構(gòu)型

劉榮健 白 鵬

(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，北京100074)

自1947年10月14日耶格爾駕駛貝爾X-1突破音障，實(shí)現(xiàn)第一次載人超聲速飛行以來(lái)，超聲速飛行技術(shù)已經(jīng)取得了巨大成就。A-12/SR-71成為第一種以馬赫數(shù)3巡航飛行的實(shí)用飛行器。2004年11月16日，X-43A試驗(yàn)飛行器首次實(shí)現(xiàn)了約馬赫數(shù)10的吸氣式巡航飛行，標(biāo)志著吸氣式高超聲速飛行取得了重大進(jìn)展。相比航天和軍用航空領(lǐng)域，民用航空領(lǐng)域的超聲速飛行一直處于進(jìn)展緩慢的狀態(tài)，兩種實(shí)用的超聲速客機(jī)圖-144和協(xié)和在短暫的輝煌之后已經(jīng)退出了歷史舞臺(tái)(圖1，圖2)。究其原因就是當(dāng)前超聲速飛機(jī)很差的燃油效率導(dǎo)致的高運(yùn)營(yíng)成本以及超聲速飛行所帶來(lái)的聲爆兩大問(wèn)題沒(méi)有得到解決。而這兩個(gè)問(wèn)題背后的主要因素都是超聲速飛行時(shí)產(chǎn)生的強(qiáng)激波。如何減弱超聲速巡航飛行時(shí)的激波一直是空氣動(dòng)力學(xué)家的努力方向。

圖1 超聲速客機(jī)

圖2 協(xié)和與圖-144

1935年，在羅馬召開(kāi)的第五屆雅爾塔會(huì)議上，普朗特的弟子，德國(guó)空氣動(dòng)力學(xué)家布茲曼 (Busemann)[1]首次提出了超聲速雙翼機(jī)的概念 (圖 3)。其基本思想為利用平行放置的兩個(gè)機(jī)翼產(chǎn)生的波系對(duì)消，達(dá)到減弱或完全消除超聲速飛行時(shí)產(chǎn)生的強(qiáng)激波，進(jìn)而大幅減小激波阻力的目的。由于當(dāng)時(shí)人類(lèi)尚未實(shí)現(xiàn)超聲速飛行，因此該論文沒(méi)有得到太多關(guān)注。在超聲速飛行的早期，一些著名空氣動(dòng)力學(xué)家對(duì)這一概念進(jìn)行了初步的理論研究和實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證。由于超聲速雙翼機(jī)構(gòu)型具有更小的阻力、更弱的聲爆，進(jìn)而具有更好的經(jīng)濟(jì)性和環(huán)境友好性，因此有望成為未來(lái)超聲速運(yùn)輸機(jī)的可用形式。近年來(lái)，隨著人們對(duì)超聲速商業(yè)飛行的熱切期盼，這一概念重新回到空氣動(dòng)力學(xué)家和航空工程師的視野中。縱觀歷史，超聲速雙翼機(jī)的研究歷程可大致分為三個(gè)階段：

第一階段：1930s，概念提出階段，布茲曼在理論研究的基礎(chǔ)上提出了布茲曼雙翼機(jī)的概念，但未獲太多關(guān)注。

第二階段：1940s–1950s，早期概念和試驗(yàn)研究階段，一些著名流體力學(xué)專(zhuān)家，如萊特希爾(Lighthill)、費(fèi)里(Ferri)[2]均對(duì)其進(jìn)行過(guò)研究，費(fèi)里在試驗(yàn)中觀察到了壅塞和遲滯現(xiàn)象。我國(guó)流體力學(xué)家談鎬生[3]在1950年的報(bào)告中利用小擾動(dòng)線性理論研究了三維布茲曼雙翼。1955年，道格拉斯飛機(jī)公司的利歇爾(Licher)[4]進(jìn)一步發(fā)展了布茲曼雙翼機(jī)，提出利歇爾雙翼機(jī)的概念。

第三階段：2004年至今，日本東北大學(xué)的一些學(xué)者[5-14]在研究低聲爆超聲速運(yùn)輸機(jī)構(gòu)型時(shí)重新重視了超聲速雙翼機(jī)的概念，開(kāi)展了大量理論和試驗(yàn)研究，發(fā)表了多篇論文。之后，美國(guó)麻省理工學(xué)院、日本長(zhǎng)岡技術(shù)大學(xué)、美國(guó)斯坦福大學(xué)以及以色列的一些學(xué)者，包括著名計(jì)算流體力學(xué)家詹姆森(Jameson)也進(jìn)行了超聲速雙翼構(gòu)型的研究[15-18]。2012年后，國(guó)內(nèi)西北工業(yè)大學(xué)的葉正寅課題組、王正平課題組以及一些青年學(xué)者也開(kāi)展了三維超聲速雙翼構(gòu)型的機(jī)理研究及其在導(dǎo)彈減阻方面應(yīng)用的研究[19-23]。西北工業(yè)大學(xué)的劉姝含等[24-25]將布茲曼雙翼構(gòu)型的適用范圍拓展至高超聲速領(lǐng)域。

圖3 最早的布茲曼雙翼構(gòu)型[14]

1 超聲速雙翼機(jī)的原理

1.1 激波減弱效應(yīng)

根據(jù)超聲速線化理論，無(wú)黏、小攻角情況下平板翼型的升力和阻力系數(shù)可寫(xiě)為

式中α為攻角，M∞為來(lái)流馬赫數(shù)。

考察由兩個(gè)平板翼組成的雙翼構(gòu)型，忽略兩個(gè)平板翼之間的干擾，如圖4所示。由式(1)和式(2)易得：與單翼構(gòu)型升力相等時(shí)，雙翼構(gòu)型的攻角為單翼構(gòu)型的1/2。進(jìn)而，雙翼構(gòu)型的阻力系數(shù)為單翼構(gòu)型的 1/2(平板相對(duì)厚度為零，即由厚度導(dǎo)致的波阻忽略不計(jì))。即，產(chǎn)生相同升力的情況下，雙翼構(gòu)型比單翼構(gòu)型產(chǎn)生的激波大幅減弱了，進(jìn)而減小了升致波阻。

圖4 激波減弱效應(yīng)[6]

1.2 激波消除效應(yīng)

超聲速雙翼機(jī)真正的意義在于顯著減小甚至消除由厚度產(chǎn)生的波阻。如圖5所示，將傳統(tǒng)的超聲速菱形單翼從弦線分為相同的兩半，再翻轉(zhuǎn)對(duì)稱(chēng)放置，便形成了典型的布茲曼雙翼構(gòu)型。通過(guò)調(diào)節(jié)上下翼面的相對(duì)位置，使前緣產(chǎn)生的激波剛好打到另一側(cè)機(jī)翼的肩點(diǎn)上，并與該處產(chǎn)生的膨脹波干涉，從而減弱(消除)激波。理論上，在設(shè)計(jì)馬赫數(shù)下可以完全消除激波，而由厚度(容積)導(dǎo)致的波阻為零。

圖5 布茲曼雙翼構(gòu)型的激波消除效應(yīng)[19]

1.3 布茲曼雙翼機(jī)的發(fā)展——利歇爾雙翼機(jī)

上述的激波減弱效應(yīng)為減小升致波阻，而激波消除效應(yīng)為減小厚度導(dǎo)致的波阻，如果將兩個(gè)效應(yīng)結(jié)合起來(lái)將大幅減小超聲速飛行時(shí)的阻力。1955年，道格拉斯飛機(jī)公司的利歇爾提出了結(jié)合上述兩個(gè)效應(yīng)的利歇爾雙翼機(jī)概念[4]，如圖6所示。

利歇爾雙翼同時(shí)應(yīng)用了平板雙翼的激波減弱效應(yīng)和布茲曼雙翼的激波消除效應(yīng)，研究結(jié)果表明，其波阻力為相同升力下平板翼型的2/3。

圖6 利歇爾雙翼構(gòu)型原理[19]

2 超聲速雙翼機(jī)基本問(wèn)題研究進(jìn)展

2.1 非設(shè)計(jì)點(diǎn)特性

超聲速雙翼構(gòu)型的一個(gè)特點(diǎn)是在設(shè)計(jì)點(diǎn)具有良好的氣動(dòng)特性，偏離設(shè)計(jì)點(diǎn)后性能會(huì)有很大變化[7]。如圖7所示，偏離設(shè)計(jì)點(diǎn)后雙翼構(gòu)型內(nèi)部的壓力分布與設(shè)計(jì)點(diǎn)有很大不同，導(dǎo)致較大的波阻力。

圖7 布茲曼雙翼的設(shè)計(jì)點(diǎn)和非設(shè)計(jì)點(diǎn)工況[14]

圖8對(duì)比了相同厚度的菱形單翼和布茲曼雙翼構(gòu)型的零升阻力[19]。該布茲曼雙翼的設(shè)計(jì)點(diǎn)為馬赫數(shù)2.5。圖8顯示，在設(shè)計(jì)點(diǎn)，布茲曼雙翼構(gòu)型的阻力系數(shù)最小，在馬赫數(shù)0.5～1.9之間的區(qū)域，布茲曼雙翼構(gòu)型的阻力系數(shù)明顯高于菱形單翼，馬赫數(shù)1.9～3.0之間的區(qū)域里布茲曼雙翼構(gòu)型能夠保持較低的波阻。

圖8 布茲曼雙翼和菱形單翼零升阻力特性對(duì)比[19]

超聲速雙翼的結(jié)構(gòu)類(lèi)似于超聲速內(nèi)壓進(jìn)氣道。因此在非設(shè)計(jì)點(diǎn)工況，雙翼構(gòu)型會(huì)在較大馬赫數(shù)范圍內(nèi)存在壅塞及相關(guān)的遲滯現(xiàn)象[6，8]。圖9為一設(shè)計(jì)點(diǎn)為馬赫數(shù)1.7的布茲曼雙翼構(gòu)型加速過(guò)程的壓力云圖[14]，可見(jiàn)壅塞問(wèn)題是很?chē)?yán)重的，壅塞時(shí)阻力大幅增加，氣動(dòng)特性急劇惡化。

圖9 布茲曼雙翼構(gòu)型加速過(guò)程壓力云圖[14]

與超聲速進(jìn)氣道類(lèi)似，超聲速雙翼構(gòu)型減速過(guò)程的流場(chǎng)往往與加速過(guò)程不重合，存在遲滯現(xiàn)象，如圖10所示。

圖10 布茲曼雙翼構(gòu)型的遲滯現(xiàn)象[14]

為解決壅塞及相關(guān)的遲滯現(xiàn)象，日本JAXA和東北大學(xué)的楠瀬、松島等研究了喉部變形、機(jī)翼富勒延展、前后緣可動(dòng)等一系列措施 (圖 11)[7，14]。與超聲速進(jìn)氣道啟動(dòng)問(wèn)題類(lèi)似，這些措施都是通過(guò)改變氣流入口與喉部的面積比，進(jìn)而改善壅塞及遲滯問(wèn)題的。

從圖12可以發(fā)現(xiàn)，采用變形措施后，布茲曼雙翼的非設(shè)計(jì)點(diǎn)性能被大幅改善了，在寬?cǎi)R赫數(shù)范圍均能保持低于菱形單翼的波阻力系數(shù)。在實(shí)際應(yīng)用中，由于飛機(jī)要經(jīng)歷起飛、加速、巡航、減速、降落等過(guò)程，布茲曼雙翼構(gòu)型需要在多個(gè)設(shè)計(jì)點(diǎn)工作良好，尤其低速起降狀態(tài)。因此，加裝前后緣襟翼的布茲曼雙翼更具工程應(yīng)用價(jià)值，可以通過(guò)參數(shù)優(yōu)化使其滿足各典型狀態(tài)的性能要求，如圖13所示。

圖11 一些變形措施[14]

圖12 變形措施采用后的阻力特性對(duì)比[14]

圖13 加裝前后緣襟翼的布茲曼雙翼[14]

國(guó)內(nèi)，西北工業(yè)大學(xué)的華如豪等提出了與上述概念類(lèi)似的可變形雙翼概念[19]，如圖14所示。而西北工業(yè)大學(xué)的朱寶柱等提出了上下雙翼錯(cuò)動(dòng)概念[22]，如圖15所示。

圖14 可變形雙翼概念[19]

圖15 前后錯(cuò)動(dòng)雙翼概念[22]

2.2 三維問(wèn)題

以上研究的都是超聲速雙翼機(jī)的二維問(wèn)題，即翼型問(wèn)題。而實(shí)際飛行器都是有限翼展的三維實(shí)體，因此，研究三維超聲速雙翼構(gòu)型的氣動(dòng)特性，設(shè)計(jì)真正的可用構(gòu)型顯得尤為重要。日本東北大學(xué)的丸山等系統(tǒng)研究了以梯形翼為代表的三維布茲曼雙翼的稍根比、后掠角等機(jī)翼平面形狀等對(duì)氣動(dòng)性能的影響，并針對(duì)翼稍高壓氣體泄露問(wèn)題設(shè)計(jì)了翼稍端板[11，14]。如圖16所示，最終優(yōu)化的外形在設(shè)計(jì)點(diǎn)無(wú)黏升阻比達(dá)到了19.6，有黏升阻比達(dá)到了9.5，遠(yuǎn)高于現(xiàn)有的超聲速飛行器。

圖16 優(yōu)化后的三維布茲曼雙翼及其阻力特性[14]

在上述研究的基礎(chǔ)上，日本東北大學(xué)課題組繼續(xù)研究了機(jī)身和三維布茲曼雙翼的干擾問(wèn)題。研究發(fā)現(xiàn)，通過(guò)合理調(diào)整雙翼位置，使其位于機(jī)身產(chǎn)生的膨脹波區(qū)域，所產(chǎn)生的有利干擾可使其設(shè)計(jì)點(diǎn)和非設(shè)計(jì)點(diǎn)性能較單獨(dú)雙翼構(gòu)型進(jìn)一步提升，且可以大幅改善壅塞特性[14]，如圖17所示。

圖17 布茲曼雙翼與機(jī)體干擾特性研究[14]

如圖18所示，西北工業(yè)大學(xué)的華如豪等[19]設(shè)計(jì)了平面形狀為三角形的布茲曼雙翼，并將其應(yīng)用到超聲速導(dǎo)彈上，使巡航狀態(tài)下的波阻減小了42%。在此基礎(chǔ)上改進(jìn)設(shè)計(jì)的利歇爾雙翼使得導(dǎo)彈巡航升阻比提高了22%。

圖18 三角形布茲曼雙翼[19]

以色列學(xué)者Igra等[18]研究了環(huán)形的布茲曼雙翼構(gòu)型，如圖19所示，重點(diǎn)關(guān)注了半徑對(duì)阻力的影響，非設(shè)計(jì)點(diǎn)性能和湍流對(duì)性能的影響。研究結(jié)果表明環(huán)形布茲曼雙翼性能低于二維布茲曼雙翼，但阻力明顯低于單翼構(gòu)型。阻力系數(shù)隨半徑與弦長(zhǎng)之比R/c增加而減小。湍流情況下，布茲曼環(huán)形雙翼構(gòu)型的阻力仍然大幅低于單獨(dú)機(jī)翼。

圖19 環(huán)形布茲曼雙翼[18]

3 超聲速雙翼機(jī)的工程應(yīng)用

由于超聲速雙翼構(gòu)型具有更小的阻力、更弱的聲爆，進(jìn)而具有更好的經(jīng)濟(jì)性和環(huán)境友好性，因此有望成為未來(lái)超聲速運(yùn)輸機(jī)的可用形式。在超聲速雙翼機(jī)從原理向工程轉(zhuǎn)化方面，日本和美國(guó)走在了前列。

2003年，波音公司在一篇報(bào)告中全面展示了其參與DARPA超聲速靜音平臺(tái)項(xiàng)目所研究的各種方案，其中包括一種超聲速雙翼機(jī)[26]，如圖20所示。

圖20 波音公司的超聲速雙翼機(jī)方案[26]

2008年，日本東北大學(xué)的楠瀬課題組提出了基于超聲速雙翼構(gòu)型的超聲速旅客機(jī)方案。如圖21所示，整機(jī)采用超聲速雙翼飛翼布局，四臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)融合在雙翼結(jié)構(gòu)中。客艙在機(jī)體頂部，與機(jī)翼融為一體，雙垂尾保證超聲速飛行時(shí)的穩(wěn)定性。該方案可將當(dāng)前東京到紐約的飛行時(shí)間減少一半。

圖21 日本東北大學(xué)的布茲曼雙翼超聲速旅客機(jī)方案

2009年，美國(guó)Ohio大學(xué)與NASA合作，共同提出了基于超聲速雙翼的鴨式布局小型超聲速客機(jī)“旗魚(yú)”，該方案的聲爆強(qiáng)度小于70 dB，遠(yuǎn)低于現(xiàn)有超聲速飛機(jī) (圖22)[27]。

圖22 “旗魚(yú)”超聲速客機(jī)方案

2014年，長(zhǎng)岡技術(shù)大學(xué)的山崎等提出了載客200人的超聲速旅客機(jī)方案，機(jī)身長(zhǎng)度62 m，巡航馬赫數(shù)1.7，巡航高度18000 m，綜合應(yīng)用了超聲速雙翼和雙機(jī)身構(gòu)型，如圖23所示。研究表明，相同容積和機(jī)身長(zhǎng)度下，雙機(jī)身構(gòu)型可以有效減小波阻。以最大巡航升阻比和聲爆向地面?zhèn)鞑サ膲毫Ψ逯禐榫C合優(yōu)化對(duì)象，對(duì)基礎(chǔ)構(gòu)型進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，最終得到的優(yōu)化外形比基礎(chǔ)構(gòu)型提高了23.5%的巡航升阻比，減小了8.2%的地面聲爆壓力峰值。研究表明，“膨脹-壓縮-膨脹”的波系結(jié)構(gòu)可以明顯減弱傳導(dǎo)向地面的噪聲[16-17]。

圖23 長(zhǎng)岡技術(shù)大學(xué)布茲曼雙翼機(jī)的應(yīng)用研究[16-17]

通過(guò)以上敘述可知，盡管當(dāng)前一些研究機(jī)構(gòu)已經(jīng)開(kāi)展了超聲速雙翼機(jī)的工程應(yīng)用研究，但方案大多停留在紙面上，概念從理論走向工程實(shí)際還有很長(zhǎng)的路要走。

4 展望

作為一種潛在的低阻低聲爆超聲速巡航構(gòu)型，超聲速雙翼機(jī)具有廣闊的發(fā)展前景。展望未來(lái)，通過(guò)現(xiàn)代計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)方法結(jié)合數(shù)值優(yōu)化方法可以方便地對(duì)超聲速雙翼機(jī)構(gòu)型進(jìn)行氣動(dòng)性能評(píng)估、噪聲預(yù)測(cè)、優(yōu)化設(shè)計(jì)?？梢酝ㄟ^(guò)多學(xué)科多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法或反設(shè)計(jì)方法得到綜合高升阻比、低阻力、低聲爆的超聲速雙翼布局。當(dāng)前，對(duì)超聲速雙翼機(jī)的試驗(yàn)研究報(bào)道不多，且主要停留在機(jī)理研究階段，圖24展示了日本東北大學(xué)在超聲速風(fēng)洞和彈道靶中對(duì)布茲曼雙翼機(jī)的一些機(jī)理性試驗(yàn)研究[9，12]。下一步，需要對(duì)優(yōu)化的外形在地面設(shè)備中進(jìn)行氣動(dòng)力試驗(yàn)評(píng)估。對(duì)于聲爆的評(píng)估，當(dāng)前主要依靠數(shù)值手段，進(jìn)一步的研究需要采用麥克風(fēng)陣列進(jìn)行試驗(yàn)評(píng)估。

圖24 布茲曼雙翼機(jī)的實(shí)驗(yàn)研究[9，12]

當(dāng)前的文獻(xiàn)資料中，還沒(méi)有對(duì)超聲速雙翼機(jī)飛行力學(xué)特性以及飛行控制問(wèn)題研究的報(bào)道，對(duì)于工程實(shí)用化的飛行器，飛行力學(xué)和飛行控制乃是重中之重，尤其加速/減速等變模態(tài)飛行時(shí)的動(dòng)力學(xué)特性與控制問(wèn)題，這些也應(yīng)當(dāng)是下一步研究工作的重點(diǎn)。楠瀬等在研究中發(fā)現(xiàn)，從亞聲速到超聲速，布茲曼雙翼的氣動(dòng)中心(焦點(diǎn))并不像傳統(tǒng)機(jī)翼一樣由約25%移動(dòng)到約50%弦長(zhǎng)，而是一直維持在25%～27%之間，預(yù)示了良好的操穩(wěn)特性[14]。除加減速外，一些常見(jiàn)的機(jī)動(dòng)過(guò)程，如滾轉(zhuǎn)、偏航過(guò)程中雙翼機(jī)構(gòu)型性能的魯棒性也是亟待研究的。當(dāng)前研究結(jié)果表明，壅塞、遲滯等現(xiàn)象可以通過(guò)諸如采用前后緣襟翼、機(jī)翼變形、前后錯(cuò)動(dòng)等方式解決。從工程角度來(lái)看，前后緣襟翼方案最為實(shí)用，且前后緣襟翼在起降階段可以較好地改善飛行器的低速性能。當(dāng)前研究中，主要關(guān)注超聲速雙翼構(gòu)型的超聲速性能，而真實(shí)的飛行器需要經(jīng)歷從速度零、高度零加速、爬升至巡航高度進(jìn)行超聲速巡航，以及減速、下降、著陸等整個(gè)歷程。研究表明，目前的超聲速雙翼構(gòu)型的低速失速迎角在20度左右，下一步的研究中需要綜合優(yōu)化包括低速起降、爬升、超聲速巡航等各階段的性能。

對(duì)于吸氣式超聲速巡航飛行器，其進(jìn)氣道與機(jī)體一體化設(shè)計(jì)也應(yīng)該為研究重點(diǎn)，好的一體化設(shè)計(jì)能在提高氣動(dòng)性能的同時(shí)減輕結(jié)構(gòu)重量，提高有效載荷。當(dāng)前的文獻(xiàn)中還未見(jiàn)相關(guān)研究報(bào)道。已有方案中，日本東北大學(xué)的超聲速旅客機(jī)進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方案較為理想。

當(dāng)前公開(kāi)的文獻(xiàn)報(bào)道中，研究重點(diǎn)主要集中于超聲速雙翼機(jī)的超聲速減阻問(wèn)題。然而，當(dāng)前的研究結(jié)果表明，采用超聲速雙翼機(jī)原理的飛行器雖然波阻較低，升阻比較高，但其升力系數(shù)普遍偏低，提高可用升力系數(shù)是下一步研究的重點(diǎn)。由于激波的消除效應(yīng)，超聲速雙翼機(jī)表現(xiàn)出了優(yōu)異的低聲爆特性，但當(dāng)前研究大多集中于滿足氣動(dòng)性能后的聲爆評(píng)估，對(duì)于控制聲爆的主動(dòng)設(shè)計(jì)報(bào)道較少。值得一提的是，研究人員發(fā)現(xiàn)，雙翼構(gòu)型可以通過(guò)合理設(shè)置，將激波反射至天空，從而減小向地面?zhèn)鞑サ募げ◤?qiáng)度，進(jìn)而大幅減弱聲爆[6]，如圖25所示，但代價(jià)是降低了升力。因此需要綜合考慮升力、阻力、聲爆等因素進(jìn)行設(shè)計(jì)折中。另外，雙翼的采用大幅增加了飛行器的浸潤(rùn)面積，在降低波阻的同時(shí)增加了摩擦阻力，需要對(duì)各種阻力進(jìn)行綜合優(yōu)化，以實(shí)現(xiàn)總阻力最低。

圖25 激波反射效應(yīng)[6]

對(duì)于新概念飛行器來(lái)說(shuō)，進(jìn)行縮比模型飛行試驗(yàn)是綜合研究氣動(dòng)性能、飛控特性、降低研制風(fēng)險(xiǎn)的重要手段，工程化過(guò)程中可建造縮比超聲速雙翼機(jī)進(jìn)行模型試飛驗(yàn)證。此外，超聲速雙翼機(jī)是尖前緣飛行器，對(duì)于長(zhǎng)時(shí)間巡航飛行，需要考慮其前緣熱防護(hù)問(wèn)題。

總體來(lái)說(shuō)，超聲速雙翼機(jī)構(gòu)型已被研究證實(shí)為一種有潛力的低波阻、低聲爆構(gòu)型，有望成為未來(lái)超聲速巡航飛機(jī)的實(shí)用構(gòu)型。但當(dāng)前的研究主要集中在理論、概念階段，工程化還有很長(zhǎng)的路要走。雖然存在很多問(wèn)題，許多工作亟待開(kāi)展，超聲速雙翼機(jī)概念仍然給人們帶來(lái)了超聲速飛行的新希望，是一種可能出現(xiàn)在未來(lái)天空中的低波阻、低聲爆構(gòu)型。