梁 捷， 秦开宇， 陈 力

(1.电子科技大学航空航天学院， 成都 611731； 2.中国空气动力研究与发展中心， 绵阳 621000；3.福州大学机械工程及自动化学院， 福州 350108)

1 引言

20 世纪中期以来，航空航天技术快速发展并日趋成熟，提升进入空间与开发利用空间的能力已成为各航天大国的国家战略[1－3]。 与之契合，高超声速飞行器作为航空航天领域的标志性创新成果受到各航天强国的广泛重视，特别在2004年，以超燃冲压发动机(Supersonic Combustion Ramjet，Scramjet)为动力的X-43A 飞行试验取得成功，吸气式高超声速飞行器技术受到国内外学者的极大关注[4－6]。

吸气式推进对于在大气层中持续飞行的巡航飞行器是不可或缺的重要组成部分，Scramjet 发动机是吸气推进高超声速飞行器的支撑技术。 近几十年来虽然对Scramjet 发动机开展了广泛研究并取得重大进展，但在设计方法、实验数据库、试验设备及发动机性能验证等方面都存在局限性。

美国在成功研制洲际弹道导弹、载人飞船和航天飞机这些以火箭为动力的高超声速飞行器之后，于20 世纪80 年代中期实施了以吸气式超燃冲压发动机为动力的国家空天飞机计划(National Aero-Space Plane Program， NASP)，推进/机体一体 化(Propulsion/Airframe Integration， PAI) 是NASP 计划的兴趣所在，并提出了如图1 所示的高超声速飞行器PAI 系统一体化设计概念[7－9]。 吸气式高超声速飞行器设计很大程度上受到高效PAI 需求驱动，带动力条件下高超声速飞行器气动分析和试验更是PAI 的一个重要组成部分。 但“一体化”带来的机体和推进系统强耦合效应，给飞行器设计和验证提出了极高的要求。 NASP 计划试图建造一种单级入轨(SSTO)试验飞机X-30，用于飞行试验，验证双模态Ramjet-Scramjet 发动机技术[2]。 由于设计要求超越了当时科技发展水平，该计划虽几经调整，最终于1995 年1 月终止。

图1 高超声速飞行器机体和推进系统“一体化”概念[10]Fig.1 PAI concept of hypersonic vehicle[10]

NASP 计划下马后，美国于20 世纪末制定了新的高超声速技术发展战略，提出了“从无人到有人、从一次性使用到重复使用”循序渐进的指导思想和“以高超声速巡航导弹为突破口，再发展军用飞机和天地往返系统”的三步走发展战略。 1996 年，在NASP 基础上，NASA 启动了研究内容更加广泛的高超声速试验计划，即Hyper-X。Hyper-X 计划先从设计建造小型低成本验证飞行器入手开展飞行试验，以便验证高超声速飞行器相关技术和设计方法论。 NASA 指出Hyper-X 计划的研究核心是X-43 系列验证机，该系列验证机布局实质上是根据NASP 研究的概念飞行器缩尺获得的。 这为Hyper-X 计划提供了很多便利，可使用NASP 数据库、经验及改进型的任务研究计划[11]。 因此，Hyper-X 计划发展过程可视为NASP 发展计划的“逆向执行”。

2004 年11 月，以Scramjet 发动机为推进的X-43A 高超声速飞行器创造了10Ma速度持续飞行10 s 的飞行纪录。 X-43A 飞行器外部、内部轮廓如图2 所示。 该飞行器大约12 ft(3.66 m)长，5 ft(1.52 m)宽，2 ft(0.61 m)高，重约3000 lb(13345 N)[12]。 X-43A 验证了Scramjet 发动机在既定试验条件下的气动力稳定性、控制性能、飞行性能及飞行器机体结构一体化和系统设计；X-43A 飞行数据验证了基于风洞试验和CFD 增量预测的气动特性数据。

图2 X-43A 飞行器外形[13]Fig.2 The X-43A aircraft configuration[13]

2 吸气式高超声速飞行器气动分析

Hyper-X 研究表明，要使吸气式高超声速飞行器发展成为有实用意义的飞行器，还需解决许多技术难题，包括带Scramjet 动力的推进系统和PAI 设计、性能预测、试验验证和计算方法等。

2.1 Scramjet 发动机

在一体化布局下，升力体/乘波体整个下腹部都是推进系统的一部分，前体下表面作为发动机入流的预压缩面，为进气道入流提供经过预压缩的高质量气流，后体下表面为喷管出口，供更大的气流膨胀面积(图1)。 在设计马赫数下飞行时，要求前体发出的弓形激波搭在进气道唇缘上，不产生进气道溢流损失，具有最大推力[14]。

长期以来，航天运载器使用火箭发动机作为动力，积累了非常成熟的经验[15]。 然而，现有的火箭动力系统，在运行过程中必须自带氧化剂，致使起飞总重大，有效载荷低。 研究表明，火箭比冲Isp已经接近极限，进一步提高的可能性十分有限[16－17]。与火箭动力相比，吸气推进系统无需携带氧化剂，大大降低了起飞重量。 在同样有效载荷下，二者起飞重量之比约为Wrocket/Wairplane＝4[18]。 可见，在同样有效载荷下，吸气式高超声速飞行器的起飞总重大大降低了，而且吸气式系统提供了更大安全性和灵活性并降低了飞行成本。

2.2 升阻比

升阻比是飞行器气动布局设计的重要参数。传统的飞行器薄机翼布局设计，在执行高超声速飞行条件下，升阻比极低，不能满足设计要求。 目前许多研究者都把注意力转移到PAI 布局的升力体和乘波体布局设计上[19－21]。

图3 中，实线表示一般飞行器在高超声速条件下，难以打破的L/D 阻碍，表达式为式(1)[22]:

式中，L为升力，D为阻力，Ma为马赫数；从上式可以看出，当Ma无穷大时， (L/D)max只有4，这就是飞行器难以跨越的高超声速升阻比屏障(图3 中，空心符号表示一般飞行器的升阻比)。 而采用“乘波体”布局设计，可使飞行器在高超声速下升阻比值达到5～8，其(L/D)max表示为式(2)[22]:

图3 中，虚线表示采用乘波体飞行器的最大升阻比线，圆形黑实心符号和方形黑实心符号分别表示半指数流乘波体和锥形流乘波体在高超声速飞行时的升阻比[22]。 文献研究结果表明，即使在非设计条件下，乘波体飞行器仍然保持很高的升阻比值[22]。 而且前缘钝度对升阻比影响很小；乘波体布局对进气道提供算法均匀的流场，并不产生横向流动，这一点对发动机有效燃烧非常重要。

图3 传统飞行器和两种乘波体飞行器的升阻比[22]Fig.3 Lift-to-drag ratio of conventional aircraft and two types of waverider[22]

高超声速概念飞行器分为巡航飞行器和加速飞行器。 “全球到达”的巡航飞行器设计目标是达到最大航程。 根据式(3)所示Breguet 航程公式[14]:

式中，R为航程；V0为来流速度；Isp为比冲；WI为巡航起始重量；WF为巡航结束重量。 从式(3)可以看出，在高超声速飞行器概念方案设计阶段，为了达到最大航程，必须对(L/D)×Isp实行优化，单独采用L/D或Isp来评估飞行器气动外形或发动机性能是不合理的，因为飞行器气动界面与推进系统划分方式不同会导致升阻比不同。乘波体具有较大升阻比，是全球到达的巡航飞行器理想的布局形式。

2.3 吸气式高超声速飞行器PAI 设计分析

基于PAI 概念设计的X-43A 吸气式高超声速飞行器(如图4 所示)，在气动布局上的一个显著特点是机体和推进系统高度综合成一体，产生升力的部件、推进系统和机身的功能不再相互独立，而是以高度集成的升力体出现，这是目前高超声速飞行器的一种优选的布局型式。

图4 X-43A 高超声速飞行器PAI 布局[23]Fig.4 Airframe/propulsion integrated aerodynamic configuration of X-43A hypersonic vehicle[23]

前体与进气道一体化设计不仅仅考虑发动机推力和流场要求，还需综合考虑气动力、结构和内部容积等其他限制条件。

机体/推进一体化的另一特点是机体的后体被用作发动机的延伸部分。 后体喷管的作用使发动机出口气流得到进一步膨胀产生的推力贡献，这是由于发动机循环性能改善引起的，其设计性能关键参数包括:

1)捕获面积。 前体对进入发动机气流提供预压缩，提高了发动机的推进效率。 进气道特性可用两个参数衡量，一是发动机捕获的质量流量比，即A1/A0要大，二是进气道的压力恢复要高。高超声速飞行要求Scramjet 发动机产生足够大推力，因此，前体进气道一体化设计中，必须考虑到增大进气道气流的捕获面积。 高度集成的高超声速飞行器设计概念吸引力在于它可以提供最大的进气道捕获面积和最大的喷管膨胀面积。

如式(5)所示，吸气式发动机的推力F与前体捕获的气流质量流量直接相关[24]:

式中，ρ0V0是飞行器前方未受扰动自由流每单位面积质量流速率，A1是发动机捕获面积。

发动机进气道置于飞行器下表面，位于前体头部弓形激波产生的预压缩面内，进一步提高了发动机进气道入口处每单位面积质量流速率ρ0V0，它对全机推力贡献约占总推力的35%[24]。图5 为X-43A 的三级前体斜板和进气道捕获面积示意图。

图5 三级前体斜板和进气道捕获面积示意图[24]Fig.5 Schematic diagram of X-43A three-stage prea cu[2r4s]o r inclined plate and inlet captured are-

从式(5)可以看出，捕获面积增加，可增加捕获流量进而增加发动机推力；但捕获流量增加必增大前体面积，导致气动阻力、抬头力矩及静不稳定性均增加。 因此，必须从总体性能上综合考虑，当捕获面积在一定范围内增加时，发动机推力增加更明显，推阻裕量变大；若捕获面积超过一定值，气动阻力增加更明显，推阻裕量变小。 捕获面积的最优值需结合总体性能来确定。

2)前体最大宽度。 根据发动机运行要求，进入发动机的入流品质应最佳，沿展向气流所有参数变化梯度小，即畸变度小。 飞行器的前体宽度和发动机的相对宽度对进气道入口的均匀性影响很大，如果发动机质量流量梯度很大，就不可能获得发动机的最佳性能。 发动机尺寸和流场要求，对于良好的前体设计不是唯一必须考虑的因素，对于最佳的前体设计必需综合考虑气动力、结构等多方面的要求。

3)前体长度。 X-43A 只能在十分狭小的吸气走廊范围(见图6 所示的X-43A 速度－高度曲线)沿恒值动压q0的飞行轨迹飞行，其相应动压范围[500， 2000](psf)，其下边界受最大允许升力面面积限制，上边界受结构极限限制。 与单位面积质量流速率、当地声速a0、来流速度V0、来流马赫数M0有式(7)所示关系:

图6 X-43A 速度－高度曲线[25]Fig.6 Velocity-altitude curve for X-43A[25]

从式(7)中可以看出，随M0增大，每单位面积质量流速率ρ0V0迅速下降(X-43A 速度－质量流速率曲线如图7 所示)，虽然这与大气密度减少有关，然而这样的变化趋势与发动机工作需求是相违背的。 为维持质量流量和推力不变，就必须在设计上采取相应措施，譬如，高超声速飞行器使用很长的前体压缩面，其最重要作用就是增大自由流捕获面积；或在特定M0下，增大动压q0，也可维持推力不变。

图7 X-43A 速度-质量流速率曲线[25]Fig.7 Velocity-mass flow rate curve for X-43A[25]

4)前体下表面斜板倾斜角。 前体是产生飞行器升力的主要部件，利用机体下表面三级前体斜板和进气道产生的压力升力和有限的前体阻力设计可有效提高飞行器升阻比。 借助前体弓形激波和前体设计可为升力体/乘波体飞行器提供足够升力，因此，前体下表面斜板倾斜角的合理设计，是前体进气道一体化设计的另一个重要参数，其对发动机流量系数、全机升阻比特性及设计条件下全机配平特性都有重要影响。

为协调这些不同要求，前体下表面斜板从机头到进气道口可分成若干段，称多级斜板，每级斜板相对来流都是小角度偏转。 如图5 所示，X-43A 用三级前体斜板，其偏角δ1＝5°，δ2＝6°，δ3＝3° 。 既协调了不同需求，也满足了在进气道入口处所要求的减速、增压气流条件。 相比而言，如果为满足全机升力特性要求必须使用δ1＝5°的前体斜板，而不用多级斜板设计；为满足在巡航设计条件下，弓形激波搭在进气道唇缘上，而不产生进气道溢流阻力，前体长度需进一步向前延伸，尽管流量系数增加了，但会导致飞行器结构重量增加、柔性变形大、前体压力中心前移，可能导致配平损失增加、飞行器性能恶化。 前体流场品质对发动机流场品质也有重要影响，进入燃烧室的气流流场均匀性将直接影响发动机推力[26]。

5)后体/喷管一体化设计。 PAI 另一个特点是机体后部部分被用作发动机的延伸部分(或称外喷管)。 如图4 所示，把进气道集成在前体下表面是为发动机获得最大质量流量，后体－喷管设计也是为从膨胀的后体排气流中获得最大推力。 机体后部下表面作为单斜壁喷管的上边界，其下边界由周围空气的自由流剪切层构成，剪切层位置由排气羽流静压与自由静压相平衡决定。扩张的外喷管使发动机出口的高温、高压气体进一步膨胀，如果喷管长度太短，不足以使储存的位势能得到充分恢复，称“欠膨胀”，其结果是降低了推力。 一旦后体过度膨胀，致使后体压力降低，从而使前、后体正向压差增大，则使全机阻力增加。 NASP 研究表明，后体产生的推力贡献约占总推力的25～35%[27－28]。 这种贡献是由于改善了发动机性能增大比冲引起的。

后体喷管设计主要受推力和稳定性支配。 为获得全机的推力减阻力的差额尽可能大，则后体喷管的推力贡献将起到关键作用。 飞行器后体作为喷管的膨胀面，作用着由发动机排出的高压排气流，对后体产生的升力和俯仰力矩也有显著影响。 因此，发动机位置、推力矢量方向和所产生的配平损失都必须在整个飞行包线范围内进行检查。

后体喷管提供的附加推力，基本上是在不增加阻力情况下获得的“纯净推力”。 对高超声速飞行器，全机“净推力”只是全机总推力和全机总阻力两个大量中很小的差量，所以任何阻力增加都可能显著影响飞行器性能。 这种独特的后体构型设计对于全机净推力和升阻比都很重要。

高超声速飞行器为了获得大推力，要求很大的膨胀比，必然导致喷管出口面积很大。 为减轻重量，在实际设计中，去除喷管侧壁和罩的实体部分，长度也被截短，喷管的长度必须在性能要求和综合约束之间寻求折衷[29－30]。 另外，在后体下表面受发动机高压排气流施加的力和力矩(图5)可能很大，在布局设计中必须合理配置，如果设计不当可能导致配平损失很大。

3 关于机体/推进系统一体化与机体气动力干扰评述

Hyper-X 等吸气式高超声速飞行器利用Scramjet 进行推进，发动机位于机体下。 对于这类推进系统和机体高度一体化的飞行器的布局设计和使用，一个关键问题是推进系统和飞机机体空气动力学之间的相互干扰作用，该问题主要与PAI 有关。 通常前体作为Scramjet 进气道，后体作为Scramjet 喷管。

高超声速飞行要求发动机能够产生足够大的推力，而且与飞行器重心位置间的力臂很大，导致发动机推力对俯仰力矩影响。 同时，推进系统对飞行器横向操稳特性也有重大影响[31－32]。

吸气式高超声速飞行器的气动力也会影响推进系统。 飞行器前体下表面弓形激波性质确定了进入进气道的压缩气流和前体进气道捕获的空气质量流量，而弓形激波性质是由气流的迎角、动压和自由流特性确定的[33]。 气流的迎角和动压也影响燃烧动力学和排气流/自由流的剪切层。

吸气式高超声速飞行器机体和推进系统动态耦合来源于结构的气动弹性模态、前体和后体及其在整个机体上的传播，影响了通过进气道和排气喷管的流量，因此也影响了气动力性能。 精确确定结构的气动弹性模态对于飞行控制，尤其是精确控制迎角是很苛刻的要求。

4 高超声速飞行器地面试验要求与设备能力限制

在高超声速飞行器设计中，由于使用非传统、高集成度布局，导致各部件之间相互影响灵敏度增强，加之飞行速度范围宽(Ma＝3～25)，飞行环境严酷。

图8 给出了几类高超声速地面试验设备在X-43A 飞行走廊区域内的模拟能力。 这些地面设备包括下吹式风洞、暂冲式风洞和脉冲风洞。 暂冲式风洞设备运行持续时间较长，但焓值增加受到限制，最大马赫数不超过8Ma，实际可达到的Re数以及温度都受到很大限制，风洞总温和试验Re数都低于飞行条件；脉冲加热设备，例如激波风洞，可以短时间模拟更高焓值，最高马赫数可以达到10Ma或更高，但为减少高能气体损耗并防护喷管烧蚀，其运行时间极短，以毫秒计算，这就限制了激波风洞性能，无法模拟更多飞行状态下热力学参数，无法测热流及火焰稳定性。 对于运行时间较长的设备，速度为8Ma或小于8Ma，风洞设备质量流量能力限制了试验段尺寸，也就限制了试验模型尺寸。 对于激波加热设备，速度为10Ma或更高，试验持续时间限制了试验件长度[23]。

图8 X-43A 飞行走廊及目前地面设备模拟能力图[23]Fig. 8 Simulation capability diagram of flight corridor and current ground equipment for X-43A[23]

根据目前美国地面设备的尺寸能力和设备持续运行时间可以推断:现有的地面设备只适合于小型高超声速飞行器试验，不能满足全尺寸飞行器性能评估，也不适用于“全球到达”高超声速飞行器的试验工作。 对于高超声速飞行器PAI 的风洞试验验证，由于受现有地面设备尺寸限制，试验模型尺寸小，不能进行带Scramjet 发动机运行的、完整的一体化布局试验，因此，无法获得对“一体化”飞行器性能有重大影响的机体和发动机系统之间全部干扰作用。

当前高超声速飞行器大量风洞试验是采用缩尺模型进行的，但高超声速飞行器缩尺模型试验存在两个问题值得特别注意:①缩尺模型性能和适应性不同于全尺寸试验件，这里所指的“性能”是指用气流流量、燃油流量和推力表示的总推力性能。 这说明用风洞缩尺模型试验评估得到的推力性能和全尺寸试验得来的总推力性能是不同的[34]；②受风洞总温、总压等条件限制，缩尺模型和全尺寸试验件的自然现象和流态会有明显差异，沿着前体下表面流路将导致边界层厚度、熵层厚度、粘性层厚度、层流到湍流的转捩位置、激波和边界层干扰以及激波和激波干扰等流动特性发生变化，特别是当边界层流入发动机内部，由于湍流掺混和化学反应相互作用，也将影响燃烧过程和化学组分。

地面推进系统试验只能利用控制体积和参考平面将把发动机系统从飞行器上分割出来，分解成无连系的“可试验单元”，这种试验方法可能涉及两个问题:①分界面上的边界条件必须用高保真度方法仿真计算，特别在中、高的高超声速条件下(即Ma≥10)下，燃烧室或喷管的进口条件依靠现有地面设备进行仿真试验是很难实现的；②净推力很难在地面试验中测定。 因为净推力是总推力和总阻力两个大量中的小差量，由每个可试验单元估算整个系统总性能的过程有太多不确定性，如果估算误差为1%～2%，都将使净推力产生很大变化[35]，因此，净推力只能由飞行试验测定。

与大气中飞行相比，所有地面设备气体成分都有污染，这种污染会影响发动机燃烧过程，包括点火特性、火焰稳定性和燃料混合特性等，其终将对发动机推力贡献产生影响。 X-43A 在速度为7Ma飞行时，为降低飞行风险，在不同设备中进行了重复性试验，辨识出了数据反常是由于设备污染所致[35]。

地面试验的另外一个限制体现在研究内容上，Scramjet 发动机的试验研究几乎都集中在发动机推力、部件效率和燃烧效率等方面。 实际上，带动力条件下，高超声速吸气飞行器的气动力分析和试验是PAI 的一个重要方面。 但设备尺寸限制，且燃烧过程不是几何可缩比，排除了带Scramjet 运行的可能性。

实现Scramjet 发动机缩尺试验，必须处理两个问题:①反应时间(或长度)，②混合长度。 由于燃料注射、点火和燃烧机理很复杂，而且湍流度模拟也是很不确定的，因此需进行全尺寸的Scramjet 发动机地面试验。

5 增量方法论发展

5.1 增量方法论

高超声速飞行器PAI 布局是一种非传统布局型式，机体和推进系统之间强耦合，必须评估推进系统和机体之间相互干扰作用及其对飞行器性能影响。 为了满足这类飞行器研制需要，必须综合利用现有地面设备、飞行试验以及大型计算机开发出适用的新设计方法。 Boudreau 等提出“增量方法论”，即依靠地面试验和计算的增量，再与基准的流动相加[36]。 这种一体化方法的关键是在增量形式下，采用CFD 方法把风洞试验环境下的气动力数据外推到飞行环境的数据，可表示为式(8):

式中，下标飞行指飞行条件，基准指风洞试验基准值，Test 指风洞试验值，CFD 指CFD 计算值。

这种方法论既立足于现有风洞试验值并能计及由于地面试验环境与飞行环境差异，地面模拟不足产生的增量差。 文中所指“增量”意义是明确的，不是单独依靠CFD 代码绝对值外插能力，因此不受当前CFD 在绝对意义上的模拟分离流、湍流度和化学作用的弱点限制。

飞行器基准数据应在高质量、完全气体高超声速风洞中试验确定，并用增量设计代码修正与设备有关试验条件引起的偏差，如气流非均匀性、支撑系统影响等。 此外，在开发增量方法中，第一步工作就是核实CFD 工具，要求其包括足够物理和化学能力，能精确预测增量效应，计及地面试验和飞行之间差异。

NASA 的Hyper-X 计划，亦称高超声速增量技术计划，目的是验证和确认PAI 飞行器研制所需的试验技术、计算方法和设计工具。 为达此目的，NASA 还开展了带Scramjet 动力的飞行试验，利用飞行试验数据验证设计预测值和设计方法论。 依托Hyper-X 计划，高超声速飞行器研制历史上第一次建立了PAI 布局分析、CFD 数值计算、地面风洞试验以及飞行试验数据的相关性研究，更重要的是X-43A 飞行数据验证了基于风洞试验和计算流体力学给出的预测数据，也验证了高超声速飞行器设计方法，使得高超声速飞行获得成功。

5.2 数据库开发

NASA 为分析X-43A 的气动特性，在飞行器设计初期方案设计阶段使用了分析或数值方法评估，最终性能评估则是利用基于风洞试验数据建立的数据库方法。 该数据库发展流程如图9 所示，图中数据库由风洞试验数据、CFD 数值分析及飞行数据组成。

图9 Hyper-X 气动力数据库发展过程Fig. 9 Development process of Hyper-X aerodynamic database

基于风洞数据进行计算机分析的目的在于:①对非飞行试验件的地面风洞试验数据进行修正以计入环境、试验件和试验持续时间等影响因素；②预测飞行包线范围内马赫数变化影响，包括内插获得非试验点性能。

由于风洞模型尺寸相对较小，不可能进行进气道打开试验(包括无动力或带动力的)，因此，现有风洞试验气动力试验数据库都是用关闭进气口的几何外形获得的，然而，缺少带动力风洞试验数据是不足以建构一个完整气动力数据库的。 对于进气道打开，发动机点火情况下气动力增量，利用CFD 技术，把计算结果以相对于数据增量形式引入数据库，可见，这样的气动力数据库基础仍然是风洞试验数据。 NASA Langley 8 英尺高温风洞全尺寸推进流道试验证实了该方法所得到预测结果的正确性[37]。

此外，利用CFD 数值分析方法研究还可去除风洞试验影响，例如Re数的尺度效应、Scramjet推进流场诱导效应(这与进气口打开引起的力和力矩变化有关)以及风洞支撑干扰影响等。 飞行数据也会被用来修正和改善Hyper-X 飞行器的气动力数据库。

6 结论

通过分析评述类X-43A 吸气式高超声速飞行器PAI 相关设计、“一体化”构型地面设备要求、风洞能力和限制以及增量方法论发展，可得出如下结论:

1)对于X-43A 这类PAI 布局的高超声速飞行器，传统飞机设计方法、试验方法和理论分析方法都有其限制性。 为了满足这类飞行器研制需要，必须综合利用现有地面设备、飞行试验以及大型计算机，依靠地面试验和计算的增量，再与基准的流动相加，这就是“增量方法论”。 这种“一体化”设计方法论的关键点是:在增量形式下，采用CFD 方法把风洞试验环境下的气动力数据外推到飞行环境的数据。

2)由于飞行器气动界面与推进系统划分方式不同会导致升阻比不同，因此，高超声速飞行器概念方案设计阶段，单独采用L/D或Isp来评估飞行器气动外形或发动机性能是不合理的，而必须对(L/D)×Isp实行优化。

3)高超声速飞行器的前体是产生升力的主要部件，利用压力升力和有限阻力的前体设计是提高升阻比的主要途径；后体－喷管一体化设计对于提高全机升阻比，增大净推力具有重要意义；同时，后体－喷管一体化设计还必须考虑配平影响，减轻配平阻力损失；

4)由于受设备尺寸能力和持续运行时间短的限制，现有地面风洞设备只能实现小型、低高超声速马赫数试验，全尺寸或高马赫数实验则超出了现有设备能力。

5)美国现有设备不能实现PAI 布局带动力运行的完整一体化布局试验。 这意味着现有设备不能满足具有“一体化”布局特点的所有试验要求，包括机体与推进系统的相互干扰、发动机位置影响以及后体设计影响等。

6)现有设备对于推进系统试验有更多限制，无法测定前、后流路对发动机影响，无法确定发动机“净推力”，无法确定试验气体成分污染影响。