高超聲速ISR平臺(tái)乘波外形優(yōu)化設(shè)計(jì)及需求驗(yàn)證

劉濟(jì)民，沈伋，常斌，邱欣

（海軍研究院，上海200436）

高超聲速ISR（Intelligence，Surveillance，Reconnaissance）平臺(tái)具有很高的作戰(zhàn)效能，是未來(lái)海上聯(lián)合作戰(zhàn)的重要信息平臺(tái)，對(duì)其進(jìn)行概念方案設(shè)計(jì)具有重要意義。高超聲速ISR平臺(tái)是一種可重復(fù)使用的飛行器，除了飛行高度高、速度快等特征外，還應(yīng)具有航程遠(yuǎn)，任務(wù)時(shí)間長(zhǎng)的技術(shù)要求。因此，從飛行器總體設(shè)計(jì)的角度分析，高升阻比和大容積率是該類飛行器總體氣動(dòng)構(gòu)型的基本技術(shù)特征?，F(xiàn)有的高超聲速飛行器氣動(dòng)構(gòu)型中，乘波構(gòu)型因其具有較高的升阻比而成為高超聲速ISR平臺(tái)的理想構(gòu)型。國(guó)內(nèi)外對(duì)乘波構(gòu)型已進(jìn)行了廣泛研究，并通過(guò)飛行試驗(yàn)驗(yàn)證了其作為高超聲速試驗(yàn)飛行器氣動(dòng)外形的有效性[1-4]。升阻比高的乘波體往往容積率偏低。目前，乘波體關(guān)于高超聲速飛機(jī)乘波氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)的研究見(jiàn)諸文獻(xiàn)的很少，乘波體能否滿足高超聲速ISR平臺(tái)大航程對(duì)高升阻比和大容積率的要求還須深入研究。本文擬采用參數(shù)化設(shè)計(jì)及多目標(biāo)優(yōu)化方法，研究同時(shí)滿足高升阻比和大容積率要求的乘波構(gòu)型飛行器氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)方法，并驗(yàn)證其對(duì)高超聲速ISR平臺(tái)基本技術(shù)要求的符合性。

錐導(dǎo)乘波體和密切錐乘波體是目前研究最為廣泛和深入的兩類乘波體[5]。錐導(dǎo)乘波體具有升阻比高、結(jié)構(gòu)緊湊、容積率大等優(yōu)點(diǎn)。錐導(dǎo)乘波體下表面“凸起”，產(chǎn)生不均勻流場(chǎng)，不利于機(jī)體與推進(jìn)系統(tǒng)的一體化設(shè)計(jì)。但是，乘波體“凸”的下表面有利于保證縱向靜穩(wěn)定[6]。密切錐乘波體具有“平坦”的下表面，能產(chǎn)生均勻的下表面流場(chǎng)，有利于乘波外形與推進(jìn)系統(tǒng)的一體化設(shè)計(jì)。但是，采用密切類方法設(shè)計(jì)乘波體時(shí)忽略了橫向流動(dòng)，隨著乘波體尺寸的增大，乘波特性逐漸下降。而且“平坦”的下表面不利于飛行器的縱向穩(wěn)定性。近幾年，出現(xiàn)了幾種新的乘波體設(shè)計(jì)方法[7]，前后緣型線同時(shí)可控的乘波體具有較高的容積率，但其升阻比較低[8]；雙后掠乘波體的升阻比高，并且在低速狀態(tài)和縱向穩(wěn)定性方面具有性能優(yōu)勢(shì)，但由于其上表面為平面，容積率較小[9]。

本文中的應(yīng)用對(duì)象具有航程遠(yuǎn)、起飛重量大、外形尺寸大的特點(diǎn)，對(duì)氣動(dòng)外形的升阻比、容積率和飛行穩(wěn)定性要求高。對(duì)于尺寸較大的錐導(dǎo)乘波體，對(duì)稱面附近一定范圍內(nèi)的流場(chǎng)相對(duì)均勻，可以滿足推進(jìn)系統(tǒng)對(duì)流場(chǎng)品質(zhì)的要求?；谝陨戏治?，本文選取錐導(dǎo)乘波體作為高超聲速ISR平臺(tái)的初步氣動(dòng)外形。

1 乘波體的參數(shù)化設(shè)計(jì)

1.1 初步設(shè)計(jì)指標(biāo)

根據(jù)目前的技術(shù)水平和對(duì)未來(lái)作戰(zhàn)使用的基本構(gòu)想，對(duì)本研究的高超聲速ISR平臺(tái)做技術(shù)想定，平臺(tái)主要技術(shù)指標(biāo)見(jiàn)表1。初步設(shè)定乘波前體的長(zhǎng)度約為高超聲速ISR平臺(tái)總長(zhǎng)度的2/3，提供的升力為高超聲速ISR平臺(tái)的1/2。根據(jù)表1中的技術(shù)指標(biāo)，本文所要設(shè)計(jì)的乘波體技術(shù)參數(shù)分別為：長(zhǎng)度為10～15 m；容積不小于25 m3（燃料15 m3、有效載荷3 m3、其他設(shè)備和結(jié)構(gòu)7 m3）；設(shè)計(jì)狀態(tài)下升力大于9.8×104N。

表1 高超聲速ISR平臺(tái)主要技術(shù)指標(biāo)Tab.1 Main technology index of hypersonic ISR vehicle

1.2 乘波體參數(shù)化建模

參數(shù)化設(shè)計(jì)方法是提高乘波體應(yīng)用性的有效途徑[10-11]。錐導(dǎo)乘波體的設(shè)計(jì)示意圖如圖1所示，設(shè)計(jì)方法見(jiàn)文獻(xiàn)[12]。依據(jù)1.1節(jié)中的設(shè)計(jì)指標(biāo)，取Ma∞=6，H=30 m，設(shè)計(jì)長(zhǎng)寬比σ=Ld/Sd=1.8（前緣后掠角約為60°），Ls=20 m。流動(dòng)捕獲曲線選取變化和適應(yīng)性較好的四次曲線y=-az4+bz2+c。用于參數(shù)化乘波體設(shè)計(jì)的參數(shù)為δ、b和φ?？紤]到本文的應(yīng)用對(duì)象及其設(shè)計(jì)指標(biāo)要求，乘波體上、下表面均設(shè)計(jì)為“凸”，這樣有利于提高容積率，而且乘波體兩側(cè)應(yīng)相對(duì)平直。經(jīng)過(guò)初步分析，確定3個(gè)設(shè)計(jì)參數(shù)的區(qū)間分別為：7°≤δ≤9°、0.1≤b≤0.2、30°≤φ≤40°。

圖1 錐導(dǎo)乘波體設(shè)計(jì)Fig.1 Sketch of cone-derived waverider design

2 氣動(dòng)性能數(shù)值分析

為建立乘波體氣動(dòng)性能的響應(yīng)面模型，并對(duì)優(yōu)化后的乘波體進(jìn)行氣動(dòng)性能分析，采用數(shù)值模擬方法來(lái)計(jì)算乘波體的氣動(dòng)性能。由于本文設(shè)計(jì)的乘波體僅用作高超聲速ISR平臺(tái)的初步氣動(dòng)外形，后期還將對(duì)其進(jìn)行修型處理，尤其是對(duì)乘波體尾部和推進(jìn)系統(tǒng)尾噴管進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)。因此，本文在對(duì)乘波體進(jìn)行氣動(dòng)性能分析時(shí)不考慮底部的影響。在高超聲速條件下這樣的簡(jiǎn)化不影響尾部前面的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。

2.1 數(shù)值計(jì)算方法

應(yīng)用ANSYS-FLUENT進(jìn)行流場(chǎng)計(jì)算。采用基于密度的求解器，該流場(chǎng)求解器已被廣泛應(yīng)用于高超聲速流場(chǎng)的數(shù)值計(jì)算中，并得到了大量風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的驗(yàn)證[13-15]。數(shù)值方法空間采用AUSM+格式[16-17]，時(shí)間項(xiàng)采用全隱格式。采用SSTk-ω兩方程湍流模型[18-22]和增強(qiáng)型壁面函數(shù)[23]來(lái)模擬湍流。出口處數(shù)值邊界條件采用外推方式獲得；壁面處按等溫、無(wú)滑移處理，壁面溫度1 000K[22]。計(jì)算中采用的自由流條件見(jiàn)表2。

表2 自由流條件Tab.2 Freestream conditions for computation

2.2 計(jì)算網(wǎng)格劃分

計(jì)算域?yàn)闄E圓柱，由于物理模型是對(duì)稱的，因此僅對(duì)一半構(gòu)型的三維流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬。首先采用CATIA建立三維幾何模型，然后采用ICEM-CFD軟件生成網(wǎng)格。乘波體外形較復(fù)雜，計(jì)算網(wǎng)格采用三維非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格。經(jīng)網(wǎng)格獨(dú)立性分析，綜合考慮計(jì)算精度和效率，乘波體表面網(wǎng)格大小確定為1.0mm，在壁面鄰域進(jìn)行了網(wǎng)格加密，以確保在邊界層內(nèi)有足夠多的網(wǎng)格數(shù)目，增長(zhǎng)因子為1.05。乘波體表面及計(jì)算域網(wǎng)格示意圖如圖2所示，總的網(wǎng)格數(shù)目為1 000多萬(wàn)。

圖2 乘波體表面及三維計(jì)算域網(wǎng)格Fig.2 Computational grid on waverider and three-dimensional domain

3 乘波體的優(yōu)化設(shè)計(jì)

3.1 正交試驗(yàn)設(shè)計(jì)

通過(guò)改變?chǔ)?、b和φ這3個(gè)設(shè)計(jì)參數(shù)可以得到具有不同外形的乘波體，采用正交試驗(yàn)設(shè)計(jì)方法分析不同參數(shù)對(duì)乘波體性能的影響，由CFD計(jì)算結(jié)果建立相應(yīng)的優(yōu)化模型，進(jìn)行乘波體性能的多目標(biāo)優(yōu)化研究。試驗(yàn)設(shè)計(jì)中，每個(gè)參數(shù)選取3個(gè)水平，采用L9(34)正交表，正交表的最后一列不用，總共需要9次CFD計(jì)算。

乘波體的容積率定義為[24-26]：

式（1）中：V為乘波體的體積；Sw為乘波體的濕面積。

最后計(jì)算結(jié)果見(jiàn)表3，其中氣動(dòng)力系數(shù)采用的參考長(zhǎng)度和參考面積分別為乘波體的寬度Sd和乘波體的底部面積Sb，以下同。

表3 正交試驗(yàn)計(jì)算結(jié)果Tab.3 Results of orthogonal experiments

3.2 非線性回歸模型的建立

根據(jù)正交試驗(yàn)計(jì)算結(jié)果，可以回歸出乘波體性能（η、L/D）隨設(shè)計(jì)參數(shù)（δ、b、φ）變化的關(guān)系，進(jìn)而可以根據(jù)回歸模型對(duì)乘波體進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。為了建模方便，回歸分析中δ和φ均采用弧度單位。

為了建立合理的多元非線性回歸模型，首先必須確定乘波體性能與各單因素之間的單元回歸模型。根據(jù)表3的計(jì)算結(jié)果，對(duì)乘波體性能與各設(shè)計(jì)變量進(jìn)行單元回歸分析，得到η與δ呈一階線性關(guān)系、η與b和φ呈二階關(guān)系；L/D與δ、b和φ呈二階關(guān)系的結(jié)論。因此，依據(jù)以上初步結(jié)論對(duì)乘波體性能與設(shè)計(jì)參數(shù)進(jìn)行非線性回歸分析，最終得到乘波體性能的多元非線性回歸模型如下：

3.3 乘波體性能多目標(biāo)優(yōu)化

升阻比L/D和容積率η是評(píng)價(jià)乘波體氣動(dòng)性能和幾何性能的兩個(gè)重要指標(biāo)。η和L/D兩目標(biāo)對(duì)設(shè)計(jì)參數(shù)的要求存在矛盾的地方，η高的乘波體往往L/D較低，而L/D高的乘波體η又較低。單純的優(yōu)化并不能得到滿意的結(jié)果，必須綜合考慮各方面的性能要求，增加優(yōu)化目標(biāo)和添加適當(dāng)?shù)募s束以獲得符合要求的設(shè)計(jì)外形。優(yōu)化目標(biāo)確定為：①升阻比L/D最大；②容積率η最大。以高超聲速ISR平臺(tái)的幾何設(shè)計(jì)指標(biāo)作為約束條件，具體約束如下：乘波體長(zhǎng)度Ld∈[10,15]m；乘波體寬度Sd∈[6,8]m；乘波體高度Hd∈[1.0,2.5]m。

綜上所述，乘波體的優(yōu)化模型可表述如下：

采用基于小生境技術(shù)的模擬退火-多目標(biāo)粒子群算法對(duì)乘波體進(jìn)行多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)[27]。取粒子群規(guī)模為200，Pareto解集的最大規(guī)模為100，最大進(jìn)化代數(shù)為200，最終算得Pareto解集的分布如圖3所示。

圖3 多目標(biāo)優(yōu)化的Pareto前沿Fig.3 Pareto frontier of multi-object optimization

Pareto前沿直觀地體現(xiàn)了L/D和η二者之間的“矛盾”關(guān)系，即升阻比和容積率兩者不能同時(shí)達(dá)到最大。因此，在具體應(yīng)用時(shí)，還應(yīng)該根據(jù)設(shè)計(jì)對(duì)象的實(shí)際需要在2個(gè)優(yōu)化目標(biāo)之間進(jìn)行合理權(quán)衡，選擇合適的設(shè)計(jì)點(diǎn)，使設(shè)計(jì)出來(lái)的乘波體綜合性能最優(yōu)。在上述優(yōu)化過(guò)程中，還可以針對(duì)高超聲速ISR平臺(tái)總體設(shè)計(jì)過(guò)程中具體的設(shè)計(jì)目標(biāo)和任務(wù)，考慮乘波體升力和阻力等約束條件對(duì)優(yōu)化結(jié)果的影響，這將在以后的深入研究中加以考慮。

4 優(yōu)化結(jié)果算例性能分析

高超聲速ISR平臺(tái)的氣動(dòng)外形不僅需要很高的升阻比，而且必須具有較大的容積率，以滿足大航程對(duì)燃料的需求。為驗(yàn)證優(yōu)化后的乘波體滿足高超聲速ISR平臺(tái)氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)需求的程度，進(jìn)一步檢驗(yàn)優(yōu)化模型的正確性和優(yōu)化算法的有效性，在Pareto前沿中選取4個(gè)具有代表性的非劣解進(jìn)行進(jìn)一步數(shù)值計(jì)算分析。乘波體的底部形狀如圖4所示。

由圖4直觀可知：4個(gè)乘波體的下表面中部有一段較平坦的區(qū)域，寬度約為1 m，有利于與推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)。4個(gè)乘波體的外形整體上介于升力體和翼身融合體之間，比典型的升力體外形扁平，比典型的翼身融合體圓潤(rùn)。乘波體A的邊緣輕微上翹，而乘波體D的邊緣下傾，乘波體B和C的邊緣較為平直。乘波體邊緣形狀對(duì)氣動(dòng)性能的影響較大，具體情況有待于深入分析。

圖4 乘波體底部形狀Fig.4 Base shape of waveriderA，B，C and D

4.1 幾何特性

表4給出了Pareto前沿中4個(gè)乘波體的幾何技術(shù)參數(shù)。乘波體的長(zhǎng)寬比為1.8，與設(shè)計(jì)值一致，遠(yuǎn)大于常規(guī)飛行器的長(zhǎng)寬比，非常適合進(jìn)行高超聲速巡航飛行。從表4中的數(shù)值可以看出，容積率真實(shí)值η與回歸模型預(yù)測(cè)值η?吻合較好，誤差在0.4%以內(nèi)，說(shuō)明3.2節(jié)所建立的容積率回歸模型精度高。

由表4和圖4可知：乘波體A和B外形比較扁平，容積率較低；而乘波體C和D外形渾圓，容積率較高。4個(gè)乘波體的容積率η均大于文獻(xiàn)[25]中乘波體的容積率0.082 2，增幅分別為3.41%、10.46%、16.30%和19.71%。

表4 非劣解乘波體幾何性能Tab.4 Geometry performances of waveriderA，B，C and D

4.2 氣動(dòng)性能

采用2.1節(jié)中的數(shù)值計(jì)算方法對(duì)4個(gè)乘波體的氣動(dòng)性能進(jìn)行分析，計(jì)算條件同設(shè)計(jì)條件，見(jiàn)表2。圖5分別為4個(gè)乘波體出口截面的壓力等值線分布圖?？梢钥闯?，弓形激波較好地附著在乘波體邊緣，把高壓氣體限制在乘波體的下表面，使乘波體獲得較大的升力和升阻比。而且乘波體下表面對(duì)稱面附近一定范圍內(nèi)氣流很均勻，有利于與推進(jìn)系統(tǒng)的一體化設(shè)計(jì)。乘波體兩側(cè)邊緣有少許高壓氣體泄漏，是由于乘波體外形是基于高超聲速細(xì)長(zhǎng)錐形流的近似解得到的，實(shí)際的激波角比理論計(jì)算得到的激波角要大0.5°左右。

表5給出了4個(gè)乘波體的氣動(dòng)性能。其中：下標(biāo)P和V分別代表壓差系數(shù)和黏性系數(shù)，upper和lower分別代表乘波體的上表面和下表面。從表5中的計(jì)算結(jié)果可以看出，L/D的數(shù)值計(jì)算值與模型預(yù)測(cè)值L/D*吻合較好，誤差在0.6%以內(nèi)。計(jì)算結(jié)果說(shuō)明數(shù)值模擬計(jì)算精度很高，也說(shuō)明了3.2節(jié)所建立的升阻比回歸模型精度高。

由表5可還知：乘波體的升力和阻力主要由下表面產(chǎn)生，上表面產(chǎn)生小量的負(fù)升力，為7%左右。上表面產(chǎn)生的阻力約占總阻力的10%?？諝怵ば允股ο禂?shù)減小，但影響不大，小于0.5%。乘波體的黏性阻力約占總阻力的30%。因此，在進(jìn)行氣動(dòng)性能分析時(shí)，必須考慮黏性力的影響。

圖5 乘波體出口截面壓力等值線分布Fig.5 Pressure contours at outlet plane of waveriders

表5 非劣解乘波體氣動(dòng)性能Tab.5 Aerodynamic properties of waveriderA，B，C and D

5 高超聲速ISR平臺(tái)乘波外形設(shè)計(jì)需求驗(yàn)證

若以優(yōu)化后的乘波體作為高超聲速ISR平臺(tái)的初步氣動(dòng)外形，則起碼必須滿足以下3點(diǎn)要求：一是能產(chǎn)生足夠的升力，使飛行器能飛起來(lái)；二是阻力不能太大，即對(duì)推力的需求應(yīng)該盡量??；三是乘波體必須有足夠的容積來(lái)裝載燃料和任務(wù)載荷。下面來(lái)簡(jiǎn)單分析以上優(yōu)化后的乘波體能否滿足上述要求。表6為4個(gè)乘波體的氣動(dòng)力性能。

表6 非劣解乘波體氣動(dòng)力性能Tab.6 Aerodynamic force of optimized waveriders

1）升力需求。乘波體A和B的升阻比較大，但由于外形較小，總的升力小于9.8×104N，按照升力等于重力的巡航條件，難以滿足高超聲速ISR平臺(tái)20×103kg的起飛重量設(shè)計(jì)要求，可以作為小型高超聲速飛行器（起飛重量為10×103kg左右）的氣動(dòng)外形。乘波體C和D的升阻比雖然小于乘波體A和B的升阻比，但由于幾何尺寸較大，總的升力超過(guò)9.8×104N，通過(guò)與推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)并增加機(jī)翼后基本能夠滿足升力需求。

2）推力需求。乘波體C和D的阻力小于3.0×104N，假設(shè)乘波機(jī)體與推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)后飛行器的升阻比變化不大（即當(dāng)升力增大一倍時(shí)，阻力也將增大一倍），此時(shí)高超聲速ISR平臺(tái)總的阻力分別為40 796 N和42 104 N。對(duì)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)來(lái)說(shuō)，這個(gè)推力需求在可接受范圍之內(nèi)。

3）航程需求。當(dāng)把飛行器的升阻比L/D、巡航速度V和推進(jìn)系統(tǒng)的比沖Isp視為常數(shù)時(shí)，航程R可用Breguet公式表示為：

式（4）中：m0為飛行器巡航飛行時(shí)的滿載質(zhì)量；mfuel為燃油質(zhì)量；εm為燃油結(jié)構(gòu)質(zhì)量比。

超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖范圍900～1100 s[28]。圖6為巡航高度為30km、巡航馬赫數(shù)為6，推進(jìn)系統(tǒng)不同比沖條件下航程為7 000km時(shí)對(duì)飛行器L/D和εm的需求。

圖6 航程對(duì)升阻比和燃油結(jié)構(gòu)質(zhì)量比的需求關(guān)系Fig.6 Need conditions betweenL/Dandεm

乘波體C的L/D為4.902 8，設(shè)計(jì)指標(biāo)R=7 000km時(shí)，按推進(jìn)系統(tǒng)的比沖Isp=1 000s（中等要求）計(jì)算，則εm須不小于0.789才可滿足航程需求。當(dāng)εm=0.789時(shí)，由εm=ln(m0/(m0-mfuel))，m0=20×103kg，可得mfuel=10.91×103kg。超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)通常選取航空煤油作為燃料，其密度為790kg/m3，燃油所需體積為13.81m3，僅占總體積的39.44%。因此，單從燃油所占體積考慮，燃油結(jié)構(gòu)質(zhì)量比εm達(dá)到0.789是完全可行的。乘波體D的升阻比L/D為4.749 8。同樣條件下，燃油結(jié)構(gòu)質(zhì)量比εm須不小于0.814才能滿足航程需求。表7為幾類先進(jìn)無(wú)人機(jī)的重量、載重及其燃油結(jié)構(gòu)質(zhì)量比[29]。

表7 幾類先進(jìn)無(wú)人機(jī)的重量與載重Tab.7 Mass and load of several advanced UAVs

對(duì)于高超聲速ISR平臺(tái)（任務(wù)載荷1 500kg）來(lái)說(shuō)，高溫對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)和材料提出了更為苛刻的要求，由表7可知，εm要達(dá)到0.789難度很大。因此，以本文優(yōu)化后的乘波體C作為基本氣動(dòng)外形的高超聲速ISR平臺(tái)要達(dá)到航程7 000km的設(shè)計(jì)指標(biāo)要求，還需要在輕質(zhì)高強(qiáng)度耐高溫材料、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)熱防護(hù)等關(guān)鍵技術(shù)上有所突破，使高超聲速ISR平臺(tái)的空重控制在7.59×103kg以下。美國(guó)正在研制的高超聲速飛行器SR-72航程的設(shè)計(jì)指標(biāo)為4 800km[30-31]。郭宇辰[32]對(duì)其進(jìn)行了三維重建，并對(duì)其進(jìn)行了氣動(dòng)特性分析，得到SR-72在高速巡航狀態(tài)下最大升阻比僅為1.6，可見(jiàn)4 800km的航程指標(biāo)是有其技術(shù)考慮的。

6 結(jié)論

對(duì)高超聲速ISR平臺(tái)的氣動(dòng)外形進(jìn)行了初步設(shè)計(jì)，并對(duì)乘波氣動(dòng)外形性能滿足設(shè)計(jì)指標(biāo)需求的程度進(jìn)行了驗(yàn)證，主要結(jié)論如下：

1）乘波體可用于高超聲速ISR平臺(tái)的氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)中，升阻比和容積率基本滿足航程、任務(wù)載荷和最大起飛重量等總體設(shè)計(jì)指標(biāo)要求。

2）乘波體的升阻比和容積率之間存在相互制約。容積率高的乘波體升阻比較低；升阻比高的乘波體容積率偏低，進(jìn)一步導(dǎo)致燃油結(jié)構(gòu)質(zhì)量比偏低。這些都限制了高超聲速乘波飛行器航程的提高。

3）推進(jìn)系統(tǒng)是影響高超聲速飛行器性能的關(guān)鍵因素。不僅保持巡航飛行需要足夠大的推力，而且在高超聲速飛行條件下必須有較大的比沖，才能滿足航程等設(shè)計(jì)指標(biāo)需求。

4）對(duì)于航程為7 000km的高超聲速ISR飛行器，巡航狀態(tài)升阻比為5左右時(shí)，其燃油結(jié)構(gòu)質(zhì)量比必須達(dá)到0.7以上，這對(duì)材料和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提出了很高的挑戰(zhàn)。