新型乘波體設(shè)計(jì)及其研究現(xiàn)狀

劉濟(jì)民，沈 伋，常 斌，楊長(zhǎng)勝

（海軍研究院，上海200436）

乘波體因其在高超聲速條件下具有較高的升阻比，而且有利于機(jī)體與推進(jìn)系統(tǒng)的一體化設(shè)計(jì)，因而成為高超聲速巡航導(dǎo)彈、高超聲速飛機(jī)和空天飛機(jī)等高超聲速飛行器的首選構(gòu)型[1]。美國(guó)率先將乘波體應(yīng)用于高超聲速試驗(yàn)飛行器的氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)中并取得了成功[2-5]，圖1所示即為3種乘波構(gòu)型高超聲速試驗(yàn)飛行器。

圖1 乘波構(gòu)型高超聲速試驗(yàn)飛行器Fig.1 Experimental hypersonic vehicle with waverider configuration

由圖1可知：乘波體用于X-43A和X-51A兩種高超聲速試驗(yàn)飛行器的前體，HiFIRE高超聲速試驗(yàn)飛行器雖然整體采用了乘波氣動(dòng)布局，但對(duì)乘波體的修型較大。因此，上述高超聲速試驗(yàn)飛行器都還沒有充分發(fā)揮乘波體的高升阻比氣動(dòng)優(yōu)勢(shì)。

大量研究表明乘波構(gòu)型在設(shè)計(jì)狀態(tài)下具有比常規(guī)構(gòu)型更大的升阻比，但非設(shè)計(jì)狀態(tài)下（包括飛行速度、高度以及攻角等）的氣動(dòng)性能不如人意[6-9]。另外，對(duì)于吸氣式高超聲速乘波飛行器來說，還要求乘波前體能對(duì)來流進(jìn)行有效壓縮以提高整個(gè)推進(jìn)系統(tǒng)的性能。上述問題嚴(yán)重制約了乘波體在高超聲速飛行器氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)中的應(yīng)用。

針對(duì)上述問題，近年來國(guó)內(nèi)外研究者借鑒常規(guī)飛行器的一些設(shè)計(jì)思想，設(shè)計(jì)出了多級(jí)壓縮乘波體和兩（多）級(jí)乘波體，并用于寬速域乘波飛行器的氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)中。另外，把新興的智能變形技術(shù)與乘波體設(shè)計(jì)方法進(jìn)行有機(jī)結(jié)合，提出了可變形乘波體概念。研究結(jié)果表明：上述方法大大改善了乘波體在非設(shè)計(jì)狀態(tài)下的性能，提高了乘波體的實(shí)用性。

為了與經(jīng)典的錐導(dǎo)乘波體和密切錐乘波體等單一構(gòu)型乘波體進(jìn)行區(qū)別，本文將這些復(fù)雜構(gòu)型乘波體和可變形乘波體統(tǒng)稱為新型乘波體，并對(duì)其研究成果和最新研究進(jìn)展進(jìn)行分析總結(jié)，以期對(duì)新型乘波體的進(jìn)一步研究以及寬速域高超聲速乘波飛行器的氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)有所幫助。

1 多級(jí)壓縮乘波體設(shè)計(jì)

對(duì)來流進(jìn)行有效壓縮能有效提高吸氣式高超聲速飛行器的總體性能。為了充分發(fā)揮乘波前體的預(yù)壓縮功能，呂偵軍等[10-11]發(fā)展了一種多級(jí)壓縮乘波體設(shè)計(jì)方法，可用于錐導(dǎo)和吻切錐乘波體的設(shè)計(jì)，生成的三級(jí)壓縮錐導(dǎo)乘波體和吻切錐乘波體如圖2所示。通過該方法設(shè)計(jì)得到的多級(jí)壓縮乘波體可對(duì)來流進(jìn)行多次激波壓縮，能有效解決傳統(tǒng)單級(jí)乘波體壓縮量不足的問題。

圖2 三級(jí)壓縮錐導(dǎo)乘波體和吻切錐乘波體Fig.2 Three stage compression cone-derived waveriderand osculating cone waverider

數(shù)值模擬結(jié)果表明：通過多級(jí)壓縮可充分發(fā)揮乘波前體的預(yù)壓縮作用，為推進(jìn)系統(tǒng)的正常工作提供均勻流場(chǎng)。流量系數(shù)σ（σ=ρu/ρ0u0）代表了氣流到達(dá)進(jìn)氣道進(jìn)口處的質(zhì)量通量的相對(duì)變化率，是前體預(yù)壓縮性能的一個(gè)重要評(píng)價(jià)參數(shù)。三級(jí)壓縮錐導(dǎo)和吻切錐乘波體的流量系數(shù)分別為3.183和3.084[10]，而單級(jí)乘波體的流量系數(shù)僅為1.41[11]。可見，多級(jí)壓縮乘波體對(duì)來流的預(yù)壓縮性能明顯優(yōu)于單級(jí)壓縮乘波體。

通過數(shù)值模擬與高超聲速風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的對(duì)比校驗(yàn)，結(jié)果表明在流場(chǎng)波系結(jié)構(gòu)方面吻合較好，驗(yàn)證了該設(shè)計(jì)方法的可靠性[12]。為使多級(jí)壓縮乘波體更接近工程應(yīng)用實(shí)際，還應(yīng)廣泛開展以多級(jí)壓縮乘波體為前體的高超聲速飛行器機(jī)體/推進(jìn)系統(tǒng)一體化設(shè)計(jì)與性能分析，來進(jìn)一步驗(yàn)證多級(jí)壓縮乘波體的有效性。

2 兩（多）級(jí)乘波體設(shè)計(jì)

兩（多）級(jí)乘波體設(shè)計(jì)是改善高超聲速乘波飛行器在非設(shè)計(jì)狀態(tài)下氣動(dòng)性能的一種有效途徑。即把在不同馬赫數(shù)條件下設(shè)計(jì)出的乘波體通過并聯(lián)或者串聯(lián)的形式組合起來，使組合乘波體在寬?cǎi)R赫數(shù)范圍內(nèi)均具有較高的升阻比，滿足大部分任務(wù)剖面內(nèi)對(duì)高升阻比氣動(dòng)性能的需求。

丁峰等[13-14]提出了高超聲速滑翔-巡航兩級(jí)乘波體設(shè)計(jì)思想。即在滑翔和巡航階段使用不同的乘波體，滑翔段乘波體通過整流罩來實(shí)現(xiàn)，拋掉整流罩后就是巡航段乘波體。通過該設(shè)計(jì)思想設(shè)計(jì)出的兩級(jí)乘波體如圖3所示。它是一種通過改變乘波面來實(shí)現(xiàn)在兩個(gè)不同的飛行馬赫數(shù)下均具有乘波特性的創(chuàng)新設(shè)計(jì)方法。數(shù)值計(jì)算結(jié)果表明：巡航級(jí)乘波體在-2°≤α≤10°、4≤Ma≤10內(nèi)，無黏最大升阻比大于6；滑翔級(jí)乘波體在 -2°≤α≤10°、6≤Ma≤12范圍內(nèi)，無黏最大升阻比大于2.7。該兩級(jí)乘波體在滑翔和巡航段內(nèi)都具有較好的氣動(dòng)性能，可以應(yīng)用到滑翔-巡航類高超聲速飛行器氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)中。

圖3 錐導(dǎo)滑翔-巡航兩級(jí)乘波體Fig.3 Cone-derived gliding-cruising dual waverider

劉珍等[15]在兩級(jí)乘波體設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)上，提出了滿足更寬?cǎi)R赫數(shù)范圍的多級(jí)乘波體設(shè)計(jì)方法。該乘波體的自由流上表面保持不變，通過改變壓縮面來滿足不同來流馬赫數(shù)要求，如圖4所示。一級(jí)壓縮面對(duì)應(yīng)相對(duì)較大的來流馬赫數(shù)（Ma=12），四級(jí)壓縮面對(duì)應(yīng)相對(duì)小一點(diǎn)的來流馬赫數(shù)（Ma=6）。計(jì)算結(jié)果表明：在0°≤α≤4°、6≤Ma≤12內(nèi)，多級(jí)乘波體的最大升阻比均大于3.7?？梢?，多級(jí)乘波體設(shè)計(jì)方法可以部分解決非設(shè)計(jì)馬赫數(shù)狀態(tài)下乘波體氣動(dòng)性能惡化問題。

圖4 多級(jí)乘波體示意圖Fig.4 Multistage morphing waverider

上述兩（多）級(jí)乘波體都是基于錐導(dǎo)理論設(shè)計(jì)的，乘波體下表面凸起，存在無法為超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)提供均勻壓縮氣流的缺陷。王慶文等[16]為解決這一問題，提出了基于吻切錐理論的兩級(jí)乘波體設(shè)計(jì)方法，設(shè)計(jì)出的吻切錐滑翔-巡航兩級(jí)乘波體如圖5 a）所示。

圖 5吻切錐滑翔-巡航兩級(jí)乘波體Fig.5 Osculating cone gliding-cruising dual waverider

計(jì)算結(jié)果表明：巡航級(jí)乘波體在-2°≤α≤10°、4≤Ma≤8范圍內(nèi)，無黏最大升阻比大于4.5；滑翔級(jí)乘波體在-2°≤α≤10°、10≤ Ma≤ 14范圍內(nèi)，無黏最大升阻比均大于3.2。滑翔級(jí)和巡航級(jí)乘波體在較寬的速度域和攻角域內(nèi)均具有良好的氣動(dòng)性能。

通過采用數(shù)值計(jì)算方法分別對(duì)巡航級(jí)（低馬赫數(shù)乘波面）和滑翔級(jí)（高馬赫數(shù)乘波面）進(jìn)行設(shè)計(jì)方法驗(yàn)證，發(fā)現(xiàn)滑翔-巡航兩級(jí)乘波體的理論設(shè)計(jì)激波位置和數(shù)值模擬的激波位置基本吻合，但滑翔級(jí)乘波體存在“溢流”現(xiàn)象，導(dǎo)致滑翔級(jí)乘波體氣動(dòng)性能降低。

“溢流”現(xiàn)象的產(chǎn)生源于滑翔級(jí)乘波體采用與巡航級(jí)乘波體相同的激波角進(jìn)行設(shè)計(jì)。雖然乘波構(gòu)型升阻比隨激波角的變化不大，但馬赫數(shù)變化較大時(shí)，采用定激波角生成的乘波體必然存在“溢流”現(xiàn)象。因此，王慶文等又提出了變激波角吻切錐理論，設(shè)計(jì)出的滑翔-巡航兩級(jí)乘波體如圖5 b）所示。通過對(duì)設(shè)計(jì)方法進(jìn)行驗(yàn)證可知，基于變激波角吻切錐理論能夠設(shè)計(jì)出嚴(yán)格“乘波”的兩級(jí)乘波體，解決了基于定激波角吻切錐理論設(shè)計(jì)的兩級(jí)乘波體中滑翔級(jí)存在的“溢流”問題。計(jì)算結(jié)果表明：該方法提高了滑翔級(jí)乘波體的氣動(dòng)性能，在 -2°≤α≤10°、10≤Ma≤14范圍內(nèi)，無黏最大升阻比大于4.1，與前者相比提高了28%。顯然，基于變激波角吻切錐理論的設(shè)計(jì)方法更為合理。

由圖3、4與圖5對(duì)比分析可知，基于錐導(dǎo)理論設(shè)計(jì)的兩（多）級(jí)乘波體（圖3、4）頭部是尖的，而且乘波體下表面凸起，導(dǎo)致下表面流場(chǎng)不均勻，顯然不利于機(jī)體與推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)。而基于吻切錐理論設(shè)計(jì)的兩級(jí)乘波體（圖5）頭部是平的，而且下表面扁平，有利于對(duì)來流進(jìn)行均勻壓縮，為超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)提供均勻壓縮氣流。因此，在是否有利于機(jī)體與推進(jìn)系統(tǒng)的一體化設(shè)計(jì)方面，基于吻切錐理論生成的兩級(jí)乘波體明顯優(yōu)于前者。

上述兩（多）級(jí)乘波體都是針對(duì)幾個(gè)離散的馬赫數(shù)來設(shè)計(jì)乘波體下表面，在不同來流馬赫數(shù)下通過使用相應(yīng)的壓縮面來實(shí)現(xiàn)“乘波”特性。該設(shè)計(jì)方法顯然能夠提高乘波體在對(duì)應(yīng)馬赫數(shù)條件下的氣動(dòng)性能，但也僅是一種折中方案，在不同馬赫數(shù)之間飛行時(shí)“乘波”特性不能保證。因此，該方案還不能完全滿足水平起降可重復(fù)使用的高超聲速飛行器氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)需求。

3 可變形乘波體設(shè)計(jì)

可重復(fù)使用高超聲速飛行器在執(zhí)行任務(wù)過程中，其飛行高度（0～40km）和速度（Ma=0～6）變化范圍大，固定外形的飛行器很難始終保持高升阻比氣動(dòng)性能。智能變形技術(shù)使得飛行器氣動(dòng)外形可以根據(jù)不同飛行環(huán)境和狀態(tài)發(fā)生改變，滿足多任務(wù)、大包線飛行的要求[17-18]。因此，將智能變形技術(shù)引入到高超聲速乘波飛行器設(shè)計(jì)中來，有望解決廣域?qū)捤俜秶鷥?nèi)氣動(dòng)性能匹配問題[19-20]。

Maxwell[21-22]等對(duì)可變形乘波再入飛行器進(jìn)行了研究。保持上表面和前緣曲線不變，通過下表面的變形來適應(yīng)不同飛行速度下的“乘波”需求，如圖6所示。

圖6 可變形錐導(dǎo)乘波體Fig.6 Morphing cone-derived waverider

通過改變結(jié)構(gòu)外形，可使乘波再入飛行器在再入過程中始終保持良好的氣動(dòng)性能。通過再入軌道特性分析可知，與傳統(tǒng)的航天飛機(jī)軌道艙相比，較高的升阻比使乘波再入飛行器在再入過程中的減速度峰值降低了將近50%，熱流峰值降低了60%，從而顯著提高了再入彈道特性。

Maxwell等[23-24]還對(duì)變形執(zhí)行結(jié)構(gòu)的位置選擇進(jìn)行了研究，對(duì)滿足表面精確形變所需最少執(zhí)行機(jī)構(gòu)的數(shù)量進(jìn)行了優(yōu)化。研究結(jié)果證實(shí)了合理的控制系統(tǒng)能夠控制乘波體表面進(jìn)行合理形變，使乘波體在寬?cǎi)R赫數(shù)條件下始終保持優(yōu)良的氣動(dòng)性能成為可能。上述研究主要集中于錐導(dǎo)乘波體，可推廣應(yīng)用于其他類型的乘波體。

劉燕斌[25]和鄧俊等[26-27]針對(duì)高超聲速乘波飛行器強(qiáng)耦合、非線性和大包線飛行等特點(diǎn)，將智能變形技術(shù)引入到乘波體設(shè)計(jì)中來，根據(jù)不同飛行狀態(tài)調(diào)整乘波體外形，即通過改變壓縮面角度的大小來實(shí)現(xiàn)飛行性能的最優(yōu)化，如圖7所示。

由仿真分析可知：與基準(zhǔn)構(gòu)型相比，乘波體變形后，進(jìn)氣道入口處的氣流壓強(qiáng)、密度和溫度都增大了，馬赫數(shù)降低了，表明變形后的構(gòu)型具有更好的氣流壓縮能力，這更有利于超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的工作。

鄧俊等的研究不僅考慮了乘波前體變形對(duì)氣動(dòng)性能的影響，還分析了前體變形對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)熱壅塞和飽和的影響。分析可得，基準(zhǔn)構(gòu)型更有利于避免發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生熱壅塞和飽和現(xiàn)象?？梢?，乘波前體變形后雖然提高了壓縮性能，但同時(shí)卻容易發(fā)生熱壅塞和飽和現(xiàn)象。因此，變形也需綜合平衡考慮，在不同的飛行環(huán)境和狀態(tài)下，通過合理改變乘波體的壓縮面角度大小來調(diào)節(jié)進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)的氣流特性，使得推進(jìn)系統(tǒng)獲得最優(yōu)性能。該研究的不足之處是建立的模型是二維的，過于簡(jiǎn)單，三維模型能否取得一致的結(jié)論還有待于進(jìn)一步驗(yàn)證。

圖7 變形前后的乘波體外形Fig.7 Waverider wireframe before and after deformation

將智能變形技術(shù)引入到高超聲速乘波飛行器設(shè)計(jì)中來，對(duì)可變形乘波體進(jìn)行分析研究，能為今后可變形乘波體結(jié)構(gòu)控制、發(fā)動(dòng)機(jī)控制與飛行控制的一體化設(shè)計(jì)提供可借鑒的研究方法?？勺冃纬瞬w的研究目前尚處于概念研究階段，后續(xù)的研究工作極富挑戰(zhàn)性。變形動(dòng)態(tài)過程中的不確定性也是非常重要的因素，需要在今后的深入研究中給予考慮。

4 寬速域乘波飛行器氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)

對(duì)于高超聲速飛行器，如何設(shè)計(jì)出滿足從起飛到高超聲速巡航等整個(gè)飛行包絡(luò)的高升阻比氣動(dòng)布局成為了一個(gè)挑戰(zhàn)。王發(fā)民等[28]開展了寬速域乘波飛行器氣動(dòng)布局研究。飛行器的前半段采用以巡航條件設(shè)計(jì)的高超聲速乘波體，后半段采用滿足起飛加速需求的低速乘波體，中間用一個(gè)適配器銜接，設(shè)計(jì)出的寬速域乘波飛行器如圖8所示。風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)與數(shù)值模擬結(jié)果表明：在全速域范圍內(nèi)（0.3≤Ma≤7），最大升阻比都大于3.5，說明該乘波飛行器在亞跨聲速、超聲速和高超聲速范圍內(nèi)具有良好的氣動(dòng)性能。

圖8 寬速域乘波飛行器Fig.8 Wide-speed range waverider configuration

李世斌等[29-30]提出了基于串/并聯(lián)融合理念的寬速域飛行器乘波氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)方法。借鑒串/并聯(lián)設(shè)計(jì)思想，將高、低兩種設(shè)計(jì)馬赫數(shù)下的乘波體進(jìn)行有機(jī)融合，獲得具有高升阻比特性、適應(yīng)寬速域飛行條件的新型乘波氣動(dòng)布局，如圖9所示。采用理論分析和數(shù)值模擬方法考察了寬速域乘波飛行器的氣動(dòng)性能，并比較全面地對(duì)比研究了“串聯(lián)”與“并聯(lián)”兩種寬速域飛行器氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)方案的特點(diǎn)。

圖9 寬速域飛行器乘波構(gòu)型Fig.9 Wide-speed range waverider configuration vehicle

研究發(fā)現(xiàn)：當(dāng)攻角α=3°，在4≤Ma≤12范圍內(nèi)，“并聯(lián)”方案的最大升阻比為3.5，而“串聯(lián)”方案的最大升阻比為3.47；當(dāng)6≤Ma≤12時(shí)，“并聯(lián)”方案氣動(dòng)性能略優(yōu)于“串聯(lián)”方案，且隨著馬赫數(shù)的增加，升阻比的差值增加，最大差距為0.058。但“串聯(lián)”方案靜穩(wěn)定性好，且更易參數(shù)化選取，模型生成容易，可控性強(qiáng)，便于進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。

王慶文等[16]在基于變激波角吻切錐理論設(shè)計(jì)的兩級(jí)乘波體基礎(chǔ)上，進(jìn)一步開展了滑翔-巡航兩級(jí)乘波飛行器氣動(dòng)布局的設(shè)計(jì)。采用基于變激波角吻切錐理論設(shè)計(jì)的兩級(jí)乘波體作為飛行器前體來設(shè)計(jì)兩級(jí)乘波飛行器，對(duì)乘波前體上下表面后緣線進(jìn)行水平拉伸設(shè)計(jì)機(jī)身，左右兩側(cè)配上乘波機(jī)翼，機(jī)身下表面進(jìn)行壓縮面處理，配上斜置尾翼，設(shè)計(jì)的兩級(jí)乘波飛行器如圖10所示。氣動(dòng)特性分析結(jié)果表明：設(shè)計(jì)的兩級(jí)乘波飛行器在正攻角（0°≤α≤10°）滑翔飛行時(shí)（6≤Ma≤14），升阻比均大于3，兩級(jí)乘波飛行器的氣動(dòng)性能良好。

圖10 兩級(jí)乘波飛行器氣動(dòng)布局Fig.10 Dual waverider configuration of hypersonic vehicle

本節(jié)研究是新型乘波體設(shè)計(jì)方法在寬速域高超聲速飛行器氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)中的具體應(yīng)用。以乘波體為氣動(dòng)布局主體，結(jié)合常規(guī)飛行器成熟的設(shè)計(jì)方法，設(shè)計(jì)出的寬速域乘波飛行器氣動(dòng)布局更適應(yīng)飛行環(huán)境變化，氣動(dòng)性能基本滿足多任務(wù)、大包線飛行的需求。

5 結(jié)束語(yǔ)

理論和試驗(yàn)研究結(jié)果均表明乘波體在設(shè)計(jì)狀態(tài)下具有非常優(yōu)良的氣動(dòng)性能，但非設(shè)計(jì)狀態(tài)下性能退化嚴(yán)重，影響了乘波體在高超聲速飛行器氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)中的應(yīng)用。多級(jí)壓縮乘波體、雙（多）級(jí)乘波體、可變形乘波體等新型乘波體的研究極大地豐富了乘波體的設(shè)計(jì)方法，在壓縮性、非設(shè)計(jì)點(diǎn)性能等方面提高了乘波體的實(shí)用性。寬速域乘波飛行器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)使乘波體向?qū)嵱没较蜻~進(jìn)了一大步，為乘波構(gòu)型高超聲速飛行器的設(shè)計(jì)奠定了基礎(chǔ)。通過對(duì)新型乘波體設(shè)計(jì)及其研究現(xiàn)狀的分析，可以得到以下幾點(diǎn)結(jié)論。

1）多級(jí)壓縮乘波體可以充分發(fā)揮前體的預(yù)壓縮性能，同時(shí)，在非設(shè)計(jì)狀態(tài)下依然有良好的氣動(dòng)性能和壓縮性能。該方法可用于吸氣式高超聲速乘波飛行器的氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)中，但其有效性還需進(jìn)一步驗(yàn)證，下一步應(yīng)大力開展該類乘波飛行器的機(jī)體/推進(jìn)系統(tǒng)一體化設(shè)計(jì)和性能分析。

2）兩（多）級(jí)乘波體的設(shè)計(jì)思想、基本原理以及氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)均極具創(chuàng)新意義，同時(shí)也極具挑戰(zhàn)性。兩（多）級(jí)乘波體僅是對(duì)離散的幾個(gè)來流馬赫數(shù)進(jìn)行設(shè)計(jì)，其適用的速度域范圍有限，可用于滑翔-巡航類高超聲速飛行器的氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)中。下一步應(yīng)深入開展該類高超聲速乘波飛行器的全彈道特性研究。

3）乘波技術(shù)與智能變形技術(shù)相結(jié)合是未來高超聲速飛行器氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)的一個(gè)重要方向。乘波體性能與飛行條件（速度、高度和攻角）之間的對(duì)應(yīng)關(guān)系、乘波體的變形規(guī)律，以及控制系統(tǒng)和執(zhí)行結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)是下一步研究的重點(diǎn)和難點(diǎn)。

4）寬速域乘波飛行器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)是新型乘波體具體應(yīng)用的初步嘗試。作為高超聲速巡航飛行器來說，雖然大部分任務(wù)時(shí)間是在設(shè)計(jì)狀態(tài)下飛行，但從起飛到設(shè)計(jì)狀態(tài)以及任務(wù)完成后從設(shè)計(jì)狀態(tài)返回到地面都處于非設(shè)計(jì)狀態(tài)下。而且，在這個(gè)過程中，速度域、高度域和攻角域變化范圍很大。因此，寬速域乘波飛行器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)依然任重道遠(yuǎn)。