从整体关联上看，一方面发动机结构的存在对飞行器气动特性有显著影响，另一方面飞行器外形也影响发动机的推力性能。吸气式高超声速飞行器将发动机集成到机体中不仅是提升飞行器整体气动性能的需求，也是基于超燃冲压发动机工作原理的设计。高超声速吸气式飞行器的绕体高速气流依次通过前体、进气道、燃烧室和尾喷管等部件，其中飞行器前体预压缩和后体外膨胀段分别起到了发动机进气道和尾喷管延伸的作用，因此发动机与机体轴线夹角、发动机进气道与前体位置均会影响发动机性能。早期的F-104, F-16, SR-71，协和式飞机，B-70, B-1, B-58等超声速军/民用飞机均对进气口、尾喷管布局方面做了特殊设计以*大可能减少发动机与机体气流的相互干扰。例如马赫数为3+的SR-71侦察机采用具有带尖锥的混合压缩轴对称进气道，发动机单独安装在吊舱中并放置在大约50%的半翼展处，通过贯穿机翼设计将发动机/机翼干扰降至*低。

X-51A集成超燃冲压发动机

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从局部关联上看，飞行器/发动机一体化设计主要体现为飞行器前体与发动机进气道的集成以及飞行器后体与发动机尾喷管的集成。进气道需要为发动机燃烧室提供满足工作要求的压缩气流，而其所需要的上游捕获气流不仅受到前体气动外形的影响，还会受到机体部件的干扰。前体预压缩效率和进气道出口流场品质还会随飞行条件的改变而变化，因此，前体气动外形与进气道的集成优化并非简单的单点优化。尾喷管的设计既要使燃烧室出口的高焓气流充分膨胀以产生*大推力，同时又要使得作用在后体下表面、垂直于飞行方向的升力不至于产生过大的俯仰力矩。喷管排气和外部流场之间发生的相互作用改变机体后端的压力分布、影响燃气膨胀程度，并与机体气流产生干扰作用，这些相互作用会增加飞行阻力、导致发动机推力损失和推力矢量方向偏转等不利影响。

从国内外已经开展的高超声速飞/发一体化集成实践来看，目前的一体化研究，既有机体/发动机的整体性能优化，也有局部集成的前体/进气道和尾喷管/后体性能优化。从优化的效果上来看，不仅整体目标性能有大幅提升而且单部件性能也通常有所提升，表明了一体化研究的重要应用价值。然而现有的飞/发一体化研究，限于当时的技术水平或原理认知，仍存在一定的提升空间。针对吸气式高超声速飞行器的特点，本文从计算模拟的角度介绍了国内外的飞/发一体化研究进展。

X-51A飞行器周围的瞬态流动结构