2018, Vol. 39
2. 高速高雷诺数气动力航空科技重点实验室，辽宁 沈阳 110034
2. Aeronautical Science and Technology Key Laboratory for High Speed High Reynolds Number Aerodynamic Research, Shenyang 110034, China
吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化设计技术（以下简称“高超声速一体化设计技术”）已成为制约其整体气动性能提升的最主要关键技术之一[1~3]，亟需予以重点解决或突破。高超声速一体化设计技术主要包括飞行器前体/进气道和后体/尾喷管一体化设计两部分，由于超声速流动只对下游产生影响，同时，进气道的选取以及与飞行器机体的一体化结合方式在很大程度上也决定了尾喷管/后体的一体化结合形式。因此，国内外对高超声速一体化设计技术研究主要集中在飞行器机体/进气道一体化上。
高超声速进气道按照几何外形特征可主要分为二元进气道、轴对称外转折进气道、侧压式进气道以及三元内转折进气道等几大类，而高超声速飞行器机体布局则可分为乘波体、翼身融合体、旋成体及升力体等。不同进气道与机体布局在进行几何和气动一体化设计结合时可获得各种组合方式，现阶段国内外研究学者对这些一体化方式如何分类尚未加以界定，同时对于高超声速一体化设计方法在不同种类高超声速飞行器（例如高超声速巡航弹、远程再入滑翔弹、高超声速巡航飞机、单/双级入轨飞行器等）上进行具体应用的适用性也未开展分析探讨。随着高超声速气动技术的不断发展进步，尤其在各类新型高超声速进气道设计理念及新型乘波体等机体布局设计方法的牵引下，高超声速一体化设计技术除了以X-43A，X-51A等为代表的飞行器将进气道布置在机体下方，利用前体对来流进行预压缩的传统一体化设计方法外，还涌现出了不少新型高超声速一体化设计方法。尤延铖等[4]对高超声速三维内收缩（转折）进气道和乘波前体的一体化设计技术研究进行了较为细致地评述，并提出了一种将三元内转折进气道和乘波前体进行结合的新型“双乘波”一体化设计技术[5]。向先宏等[6]对高超声速一体化设计方法按照机体外压缩波系和推进系统外压缩波系之间的相互干涉关系进行了初步对比分类和论述，同时提出了一种能有效结合高升阻比乘波机体气动布局和高性能三维内乘波进气道设计特点、内外流分离设计的“无/弱干涉”新型一体化布局设计方法。
本项研究结合匹配不同飞行任务的高超声速飞机和SSTO/TSTO（单级入轨/双级入轨）等飞行器对气动性能的不同需求特点，对高超声速一体化设计技术的研究进展进行深入分析和分类对比，并结合前期研究成果对新型高超声速一体化设计技术的性能优势进行验证和阐述，为吸气式高超声速飞行器气动设计技术研究提供参考。
2 高超声速一体化设计技术研究进展分析吸气式高超声速飞行器一体化设计技术与高超声速气动技术整体水平的发展息息相关，例如，自20世纪80年代美国NASP计划由于吸气式推进技术储备不足等原因下马后的一段时间内，高超声速一体化设计始终延续采用飞行器前体为二元或轴对称外转折进气道对来流进行预压缩的方式，研究工作陷入低谷。但随着以吻切锥方法为代表的新型高超声速乘波体[7]、三元内转折进气道[8]及组合动力等技术[9]的不断发展和突破，高超声速一体化设计技术随之得到快速发展，逐渐出现了采用不同乘波体、内收缩基准流场及气动变截面等方法对高超声速机体/推进整体型面进行几何和气动一体化结合的新方案和新的设计理念，并取得了较多研究成果，值得进行总结和深入思考。
通过对吸气式高超声速飞行器主要发展过程进行梳理[4~54]，将部分典型高超飞行计划及一体化气动布局按照时间顺序和主要应用分类进行了汇总（图 1）。现对匹配不同飞行任务的高超声速飞行器一体化设计技术的主要研究进展和特点对比分析如下。
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Fig. 1 Airframe/propulsion integrative design development routine of typical air-breathing hypersonic vehicles |
配备吸气式冲压发动机的高超声速弹对气动特性均具有低阻、高升阻比和高推阻比等需求。通常需要采用细长外形降低迎风面积获得低的阻力系数，同时为了保证足够升力及升阻比，弹体两侧需增加弹翼，从而对其机体/推进一体化设计提出了相当高的挑战。从国外已有的高超声速研究计划来看，尽管未宣称将应用于高超声速导弹领域，但结合其外形特性，可不难发现其主要用途。另外，开展吸气式高超声速冲压发动机验证技术直接采用弹用布局方案也更为简洁。以下将结合该类高超声速研究计划对其一体化设计技术进行分析。
2.1.1 前体预压缩的内/外流“强干涉”常规一体化俄罗斯的“冷”计划、“鹰”计划（图 2）和彩虹-D2等[10]均具有高超声速导弹应用背景，其在20世纪80~90年代即已开展了大量研究工作并取得了一定成果。其中“冷”计划在1991~1998年期间进行了5次Ma=3.5~6.45的验证性飞行试验。从其气动外形来看，均采用常规的高超声速一体化设计技术。例如其将较长的前体直接作为进气道的预压缩段，而进气道环状入口与圆形机体正好相匹配，从而充分利用前体对来流进行预压缩。另外，法国的Promethee计划[11]也采用机体对来流进行预压缩的设计思想。
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Fig. 2 "Eagle " hypersonic plan of Russia[10] |
由波音公司研制的X-51A高超声速巡航导弹[12]近年来也开展了多次飞行试验（见图 3），吸引了众多眼球。尽管其飞行Ma数未达到预期的6.0（实际为5.1），但其在将美国的“全球快速打击计划”快速向前推进的同时也标志着超燃推进、高超声速一体化设计等一系列关键技术得到有效突破。从所采用的一体化设计技术来看，X-51A与俄罗斯“鹰”计划类似，均利用了飞行器前体对来流进行预压缩，但X-51A为完全乘波前体设计，同时进气道为工程应用较为成熟的二元进气道，并对唇口进行了部分切除以拓展其低Ma数起动范围。
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Fig. 3 Configuration of hypersonic vehicle X-51A[12] |
国内向先宏等[13]将具有高升阻比气动特性的乘波机体和整体性能优异的三元内转折“咽式”进气道（Jaws）进行结合，采用了直接利用楔形流乘波体和类Jaws进气道作为飞行器前体的一体化方案设计得到了高超声速弹用飞行器一体化构型OC-HV（图 4）。数值计算评估表明该飞行器最大升阻比达到3.4，具有较好的气动特性。
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Fig. 4 Configuration of hypersonic vehicle OC-HV[13] |
文献[14]提出的一种新型二元进气道与前体一体化设计方法也较适合于高超声速弹用气动布局使用（图 5），该方法通过特征线法设计壁面压力分布可控的二元进气道压缩面，从而实现与乘波前体的理想匹配。初步数值模拟结果表明，该方法相比传统的二元多级楔面压缩进气道，能够较好地提高流量捕获系数和总压恢复系数，相当于对X-51A等一体化设计方案在进气道上进行了显著改进。另外，贺旭照等[15]也提出了一种新型曲外锥乘波前体/进气道的一体化设计方法（图 6），有效拓展了该类可适用于高超声速弹的一体化设计技术。
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Fig. 5 Integrative design scheme of new 2D inlet with waverider forebody[14] |
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Fig. 6 Mach number contours of the symmetry and slice plane in typical computational flowfiled(Ma=6)[15] |
由澳大利亚、美、英、德、韩、日本等合作进行的HyShot国际研究计划进行了多次验证性飞行试验（图 7（a）），其在火箭助推阶段，头部整流罩关闭，达到吸气式冲压发动机起动Ma数后抛开头部整流罩，将进气道直接暴露在前方来流中完成进气和对气流进行压缩。采用完全将前体与进气道融为一体的一体化设计方式，阻力系数较小，但升阻比同样也较低。需要说明的是HyShot计划中分别采用了二元进气道（图 7（b））及多模块三元进气道（图 7（c））作为导弹的前体。
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Fig. 7 Flight test of hypersonic vehicle HyShot |
随着流线追踪三维内转折进气道设计技术的不断发展，Kothari[16]提出了以Busemann进气道为代表的一类内乘波进气道直接作为飞行器前体的一体化设计方案（图 8），其细长机身显示了其可作为高超声速导弹的用途，也可组合火箭发动机后作为SSTO使用。该方案直接将三元内转折进气道与飞行器前体进行了完全融合，这与高超声速飞行器内/外流划分概念模糊完全一致，也是一种机体/推进高度一体化的设计思想。由于其有效容积有限，此类飞行器的整体性能还需进一步探讨和研究。
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Fig. 8 3D inward-turning inlet as forebody directly[16] |
值得注意的是，近期LAPCAT研究计划给出的重点研究方案LAPCAT-MR2从气动外形上看较为细长，阻力系数相对较小，具备潜在的弹用气动特征（图 9）[17]。该方案采用具有更高气动性能的椭圆入口型线三元内转折进气道，以TBCC组合循环发动机为动力，巡航Ma数8.0，主要为了验证采用单进气道的背负式进气内/外流“无干涉”一体化布局设计中推进系统的动力问题。其整个机体容积基本被进排气以及燃烧室部件占据，但两侧的特殊乘波翼拥有足够的空间。
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Fig. 9 Configuration of Ma 8.0 vehicle LAPCAT-MR2 based on TBCC engine[17] |
吸气式高超声速飞机相对高超声速弹具有更大的相对迎风面积和几何尺寸，同时大部分需具备水平起降能力和较优异的宽速域整体气动性能，对动力的选取及机体/推进一体化设计技术提出了更高要求。通过分析，现阶段高超声速飞机一体化设计技术可主要包括以下几类。
2.2.1 组合升力体预压缩的内/外流“强干涉”一体化方法该一体化设计方法和理念与弹用高超声速飞行器基本一致，例如早期高超声速飞机一体化设计技术自美国NASP计划开始[18, 19]，均采用常规的升力体与腹部进气二元进气道进行一体化结合的方式（图中10（a）和10（b））。
Ingenito等[20]于2009年在欧洲LAPCAT 2计划中对现阶段高超声速客机方案的技术等级进行评估（图 11），也通过前体对来流进行预压缩，机体采用细长体与楔形体相结合的组合升力体形式，不具备乘波体特性。该设计理念在组合式机体设计方面为开展新型高超声速一体化设计技术探索研究提供了一些启发。
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Fig. 11 Configuration of LAPCAT 2 plan[20] |
随着乘波体设计技术的发展，在上述利用升力体对气流进行预压缩的基础上，逐渐出现了将乘波体作为飞机前体对气流进行预压缩的一体化设计方案，例如X-43等气动构型[21, 22]即采用该类典型一体化设计方法（图 12）。
此外，将REST进气道（三元几何变截面方转圆进气道）以多模块并列的形式安装在上述类似飞行器前体下表面，也是一种将乘波体与三元内转折进气道进行一体化组合的方案，如图 13所示[4]。该方案将传统的二元进气道替换为三元内转折进气道，内/外流气动性能相互干涉非常严重。
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Fig. 13 Integrative scheme based on REST inlet[4] |
图 14为美国波音公司在2010年给出的Ma数7.0级高超声速巡航飞机[23]方案Manta 2025。该一体化设计方案直接将进气道前缘型面组合作为飞行器前体，能部分避开前体的外压缩波系对进气道外压缩流场的影响，二者干扰相对较弱。此外，该进气道大后掠角前缘可以在低速大迎角工况下产生边条涡，利于提高飞行器的低速性能，在进行一体化设计时即对整个飞行包线内的宽速域气动性能进行考虑，该设计理念值得我们深入思考。
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Fig. 14 Configuration of Manta 2025[23] |
洛马公司在2014年提出的高超声速飞机方案SR-72（图 15），其前体下表面采用乘波体设计的可能性较大，但机翼为常规超声速边条三角翼设计。主要利用高度翼身融合的机体对前方来流进行预压缩，其机体和推进系统外压缩波系之间干涉较强，内/外流气动性能随飞行工况的变化相互影响更大。
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Fig. 15 Picture of hypersonic aircraft SR-72 |
文献[5]创新地提出一种将乘波体所乘坐的激波与内乘波进气道所乘坐的激波在横向截面内进行完全融合的“双乘波”一体化设计方案（图 16）。该内/外流紧耦合一体化设计方法可以有效减小飞行器内外型面的总浸润面积，利于减阻，但同时也存在着在非设计点，尤其在偏航工况下飞行器机体与进气道二者之间的波系结构互相干涉等问题。尽管其具体气动性能有待进一步深入研究和验证，但为新型高超声速一体化设计技术有效拓展了思路。
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Fig. 16 Dual-waverider scheme based on both external waverider body and internal waverider inlet[5] |
美国FALCON研究计划采用了将乘波前体与特殊三元内转折进气道进行一体化设计的方案，效果图及类似的一体化专利方案分别如图 17和图 18所示[24~26]。可以发现该方案并未按照常规一体化设计思想将进气道布置在乘波体腹部，而是结合三元内转折进气道不规则入口型线特点，将从乘波前体侧缘到进气道均指定为连续过渡曲线。该方案在飞行器非设计点工况下乘波前体所乘坐的激波脱体后将对紧随其后的进气道入口气流产生干扰，从而影响进气道的流场品质。但相比完全利用前体对进气道前方来流进行预压缩的方法而言，该一体化方案有效减弱了机体/推进外压缩波系之间的互相干涉。
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Fig. 18 Integrative scheme of FALCON vehicle[26] |
国内南向军，张堃元等[27]也开展了将三元内乘波进气道布置在乘波体两侧的一体化设计研究工作（图 19），主要采用了一种吻切锥乘波前体和压升规律可控的高超声速内收缩进气道。文献中指出关于将前体与进气道前缘线进行一体化结合的设计技术仍有待进一步探索和研究。
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Fig. 19 3D internal waverider inlets are laid on the sides of waverider forebody[27] |
与高超声速导弹一体化设计技术的研究进展类似，Steelent[28]提出了一种新型高超声速民机布局方案（图 20）。主要采用背负式进气加机体底部全乘波的设计理念，完全将机体压缩波系和进气系统外压缩波系割裂开来，内/外流不存在互相干涉。初步研究结果表明具有较好的气动特性。但该方案采用常规二元进气道进行多模块组合，存在压缩效率偏低和角区浸润面积过大等问题，对其整体气动性能的提高造成较大制约。
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Fig. 20 Configuration of LAPCAT MR-1[28] |
国内吴颍川等[29]也开展了该类背负式进气组合动力飞行器一体化气动布局技术初步研究。另外，肖尧等[30]近期基于组合前缘乘波体设计方法，结合采用双乘波体旋转对拼的前体设计方案（图 21），初步给出了一种全乘波体加背部进气的一体化气动构型。
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Fig. 21 Configuration based on dorsal typed inlet[30] |
吸气式冲压发动机可作为SSTO/TSTO高超声速飞行器组合动力的重要组成之一，由于面临着多种动力转换、严酷气动热防护以及级间分离等典型技术难题，因而对该类高超声速飞行器一体化设计技术提出了相当大的挑战。目前国内外已有的典型SSTO/TSTO一体化方案可主要分为以下几类。
2.3.1 多模块进气道并列环形布置在锥形前体下方的内/外流“强干涉”一体化方法该一体化方法的典型代表为Aztec航天器计划[31]，其采用两级入轨方式，具有水平起飞和着陆的能力。第一级飞行器采用了10台成弧形并联安装的JP-5涡轮冲压组合发动机（图 22）。文中指出TBCC发动机布置在机体下方，前方三级锥面压缩前体为进气道入口气流提供预压缩，在飞行马赫数为5.5时，激波恰好相交于唇口。该一体化方式基本沿用了前面所介绍的前体预压缩常规一体化设计方法。
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Fig. 22 Scheme of Aztec plan[31] |
Hideyuki等[32]在对以TBCC为基础的航天计划进行研究时，分别给出了单/双级入轨的TBCC概念性设计方案（图 23和图 24）。两种方案均利用机体对气流进行预压缩，压缩效率和前体流动特性与进气道布置在机身下方的方案较为类似。该一体化设计方案重点在于解决双流路TBCC进气系统与机体型面如何进行几何上的一体化结合，设计思想同前。
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Fig. 23 TSTO scheme based on 2D inlet TBCC engine[32] |
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Fig. 24 Bottom view of SSTO vehicle(left) and TSTO vehicle(right) based on 2D symmetrical inlet scheme[32] |
SKYLON是一种类似航天飞机的可重复使用飞行器（图 25）[33]，可以滑跑起飞，进入轨道，执行卫星发射、补给空间站等任务，并能再入地球大气，最终滑跑着陆，可以实现200次往返任务飞行。SKYLON将发动机直接布置在机翼两端，打破了传统利用机体为进气道提供预压缩的一体化设计理念。主要原因与所采用的预冷却涡轮组合动力发动机SABRE工作Ma数可达0~5有关，这也从另外一个角度表明组合动力发动机性能和使用范围的提高将对高超声速一体化设计技术研究产生深远的影响。该一体化设计方案在非设计点时进气锥的压缩激波会对机翼产生一定影响，但整体而言，机体波系和进气道外压缩波系之间干扰较弱。
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Fig. 25 Scheme of SKYLON with SABRE engine[33] |
Kevin等[34]在高超声速空天全球运输系统HSGTS第二级入轨气动布局方案中也给出了一种较为新颖的背负式进气一体化布局（图 26）。通过分析可以发现，该方案将高性能三元内转折变截面进气道布置在飞行器背部且直接作为飞行器前体上表面。需要说明的是，文献中指出采用背负式进气布局的主要原因与由于第一级飞行器背部型面较平，从而带来对第二级气动布局腹部型面具有更高的要求和限制有关。HSGTS飞行器第二级入轨气动布局采用背负式进气方案可以将下表面完全设计为平面，从而利于与第一级飞行器的匹配和分离。相比腹部进气和两侧进气一体化方案而言，该一体化设计理念更适用于TSTO飞行器。
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Fig. 26 Second stage configuration of HSGTS[34] |
由于吸气式高超声速弹、高超声速巡航飞机以及可单/双级入轨的SSTO/TSTO空天飞机这三者之间存在着技术难度递增以及相互促进和逐步发展的关系，国内外针对这三大类飞行器一体化设计技术所开展的大量研究工作中部分方案交集较大，但同时也有各自特点，具体分析结论如下。
（1）高超声速弹用一体化设计技术受限于弹用飞行器在气动性能和几何外形上的约束，多采用直接将进气道部件作为弹的头部，通过对内/外流流场进行优化以提高其气动布局和推进系统的整体性能，同时近年来开始逐渐出现将进气道入口放置在背部的新型内/外流“无干涉”一体化设计技术，但对于细长机体加舵面的弹用布局，其具体应用还将面临操稳等方面的挑战。
（2）适用于高超声速飞机的一体化设计技术方案相对较多，主要包括具有内/外流“强干涉”特征的常规前体预压缩腹部进气一体化、“弱干涉”两侧进气一体化以及“无干涉”背负式进气一体化等。与高超声速弹和SSTO/TSTO相比，高超声速巡航飞机一体化设计技术还需兼顾水平起降及宽速域整体气动性能，例如利用进气道大后掠侧缘形成涡升力以及采用TBCC等组合动力在模态转换过程中几何可调部件对机体/推进一体化的影响等。
（3）相对而言，可适用于单/双级入轨的SSTO/TSTO一体化设计技术研究较少，主要原因与吸气式推进系统工作Ma数范围只占其部分飞行包线有关。同时，火箭发动机的引入也在一定程度上改善了其对机体/推进一体化设计的强烈需求。现有的SSTO/TSTO一体化设计技术仍以常规的前体预压缩为主，但值得注意的是，近年来也开始出现新型内外流“无干涉”一体化布局方案。
通过对上述三大类高超声速飞行器机体/推进一体化设计技术进行对比分析，并结合图 1可见，近年所开展高超声速一体化设计方案中，采用内外流“弱干涉”和“无干涉”一体化设计理念的布局占到了越来越多的比例（图 1中飞行器名称标蓝色底纹为“弱干涉”，绿色底纹为“无干涉”，红色底纹为“强干涉”），已成为未来高超声速一体化设计技术发展的重要方向之一。通过采用背负式进气的高超声速内/外流“无干涉”一体化设计可以有效改善采用常规腹部进气前体预压缩一体化设计所带来的以下几方面的突出问题：（1）升力裕度不足。（2）尾喷管布置空间受限导致推进效率难以完全发挥。（3）进气道性能及飞行器整体气动特性随飞行工况变化敏感。（4）前体预压缩后方附面层厚度充分发展导致内/外流场结构恶化。另外，对于两级入轨的高超声速飞行器而言，选用背负式进气内/外流“无干涉”一体化设计方案作为第二级飞行器，能更好地与第一级飞行器进行连接匹配和分离。
3.2 内/外流“无干涉”一体化设计技术验证结合上述分析结果，针对近年来出现的新型内外流“无干涉”一体化设计方案，分别对采用单三元内转折进气道和双三元内转折进气道的一体化布局开展研究[35, 36, 54]，并与“强干涉”常规一体化设计方法进行对比。
3.2.1 单进气道一体化布局对比验证采用乘波机体、三维内乘波进气道开展了一种高超声速内/外流“无干涉”一体化布局设计技术研究，设计得到背负式布局飞行器（HVSLD）整体气动构型，同时按照常规前体预压缩内外流“强干涉”一体化设计方法设计得到腹部进气布局飞行器（HVSLV）用以进行性能对比分析。两种布局如图 27所示。
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Fig. 27 Configuration comparison between HVSLD(left) and HVSLV(right) |
初步对比研究结果表明：在同等进气捕获面积和俯视投影参考面积的约束下，HVSLD具有更高的有效容积率和更大的迎风面积；HVSLD更易于产生激波压缩升力，同时其乘波下表面流动区域由于未受到进气道溢流及尾喷管流动的影响，要明显优于HVSLV飞行器内外流相互干涉的流场；在保证进气道设计点工作条件、飞行器均按照0°迎角飞行时，HVSLD不同Ma数升阻力系数及升阻比均明显高于HVSLV布局。例如，Ma数6.0时，HVSLD升阻比达到5.6，而HVSLV只有3.4。同时，HVSLD升阻比随Ma数变化波动更小，具有更好的俯仰稳定性和更宽的飞行条件适应性，具体见图 28。
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Fig. 28 Comparisons of Mach number contours of typical computational flowfield (Ma=6.0, AOA=0°) |
采用吻切锥乘波体、三维变截面内转折Morphing进气道（扇形入口圆形出口）以及Rao喷管等设计方法，利用背负式进气内/外流“无干涉”一体化设计思想，设计得到HVMR，同时将进气道翻转后设计了腹部进气的常规一体化气动构型（HVCP）。其整体气动构型及Ma数6.0典型计算流场分别如图 29和图 30所示。
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Fig. 29 Configuration comparison between HVMR(left) and HVCP(right) |
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Fig. 30 Comparisons of Mach number contours of typical computational flowfield (Ma=6.0, AOA=0°) |
数值模拟研究结果表明，其整体气动性能对比情况与单进气道一体化布局类似，在0°迎角设计点工况下HVMR升阻比特性要优于HVCP，同时背负式进气布局升阻比随迎角和Ma数变化的斜率均明显小于腹部进气布局方案，从而说明内/外流“无干涉”一体化布局气动性能对飞行条件变化不敏感，具有更好的宽速域适应性。
另外，通过对分别采用单/双进气道布局的飞行器性能进行对比发现，单进气道布局升阻比均略高于双进气道布局，主要原因可能与所采用的进气道内流道特性有关，具体还有待进一步研究。
4 结论（1）吸气式高超声速一体化设计技术的进步与高超声速机体布局和进气道设计技术的发展息息相关，随着20世纪90年代以吻切锥方法为代表的新型高超声速乘波体、三元内转式进气道等设计技术的发展和突破，高超声速一体化设计技术开始随之得到了快速发展，并逐渐出现了采用不同乘波体、内收缩基准流场、弯曲激波及气动变截面等方法对高超声速机体/推进整体型面进行几何和气动一体化结合的新方案和新设计理念。
（2）吸气式高超声速弹、高超声速飞机以及SSTO/TSTO空天飞机这三大类高超声速飞行器由于存在着技术难度递增以及相互促进、逐步发展的关系，其一体化设计方案交集较大，但同时也有各自特点：高超声速巡航弹用一体化设计技术采用将进气道直接作为前体的方案较多；高超声速飞机一体化设计需重点兼顾宽速域整体气动性能；SSTO/TSTO则由于火箭发动机的引入一定程度上改善了其对一体化设计技术的强烈需求，现阶段已开始出现一些较为新型的一体化布局方案。
（3）近年来采用内/外流“弱干涉”和“无干涉”一体化设计理念的布局方案已开始占到越来越多的比例，未来很可能成为高超声速一体化设计技术发展的重要方向之一。对采用单/双三元内转折进气道的内/外流“无干涉”和“强干涉”一体化布局开展初步对比研究表明：背负式进气的“无干涉”方案相比常规腹部进气的“强干涉”一体化设计方案，在设计点工况下的升阻比等气动特性更优，同时气动性能随飞行Ma数等条件变化不敏感，具有更好的宽速域适应性，值得开展深入研究。
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