基于超声速有益干扰原理的气动构型概念综述

回顾大气层内飞行器的设计史，可以发现空气动力学在推动飞行器的发展进步中起到了非常显著的作用。例如：升力线理论和边界层理论指导了附着流型经典飞行器的设计；跨声速/超声速面积律以及后掠翼理论的应用使得人类突破音障进入跨声速/超声速飞行区域；脱体涡升力的发现导致了“S型”前缘飞行器和边条翼、近距耦合鸭式布局的诞生；乘波体理论深刻影响了未来高超声速飞行器的设计……类似的案例不胜枚举。可以说，空气动力学的每一次重大进步都会导致飞行器设计的革命。

作为一种革命性的气动设计思想，超声速有益干扰概念早在20世纪30年代就已提出，由于当时人类未进入超声速飞行时代，因此未获得足够重视。这一概念在20世纪50～60年代超声速飞行的黄金时期得到了大量探索，发展了基于超声速有益干扰原理的大量非常规气动构型，并在少量型号中得到了工程应用，随后由于种种原因陷入了沉寂。近年来，随着对低阻、低声爆的新一代超声速运输机以及高巡航气动效率高超声速飞行器的需求，这一概念又重新进入人们的视野。可以预见，伴随现代设计优化技术、飞行控制技术、结构材料技术的迅猛发展，超声速有益干扰概念将会获得新生。本文对超声速有益干扰概念的历史、基本原理、基于该原理的各类气动构型进行了梳理，并对未来的发展进行了展望，提出了亟待研究的相关问题。

1 超声速有益干扰气动设计概念

激波和膨胀波是超声速飞行中起主导作用的流动现象。飞行器不同部件，如机翼机身之间不可避免地产生波系干扰，这些干扰大多是不利的，通常导致阻力增加，性能下降。同时，合理安排飞行器部件的形状和位置可以产生对飞行性能有益的气动干扰作用。区别于亚声速流场中的有益干扰，称之为超声速有益干扰。需要指出的是，大量高超声速飞行器构型研究中也应用了这一原理，由于干扰的机理一致，因此在本文中统称为超声速有益干扰。

通常认为超声速有益干扰概念是1957年由Ferri[1-2]等提出的。但实际上这一概念的公布最早可追溯至1935年第五届Volta会议，在这次会议上，Busemann[3]提出了后掠翼和超声速双翼机两个重要概念。超声速双翼机(又称Busemann双翼机)如图1所示，在超声速气流中将两个机翼平行放置，使其产生的波系对消，从而在理想状况下将波阻减为零，其原理如图2所示，Ma1和P1分别为来流马赫数和来流静压。

图1 Busemann双翼机示意图
Fig.1 Sketch of Busemann biplane

图2 Busemann双翼机原理
Fig.2 Principle of Busemann biplane

超声速有益干扰的实质是合理配置飞行器部件间的激波、膨胀波的位置和强度，产生对飞行器性能有提升作用的有利干扰。

Rossow在文献[4]中指出：“一个物体在其他物体的波(压缩波或稀疏波，本文作者注)扰动中所受的间接气动力可以大于扰动源物体所受的气动力，这种超声速扰动特性预示了可以在机翼上间接产生升力。”吴子牛等[5]在综述文章中指出“激波是否有益主要取决于激波在什么位置”，并利用二维菱形翼型说明了激波作用在不同位置产生的不同效果，如图3所示。

图3 不同位置激波的作用[5]
Fig.3 Effect of shock waves at different positions[5]

综上所述，产生超声速有益干扰需要将飞行器相关部件配置在合适的位置，以通过其他部件所产生的激波或膨胀波的扰动产生减阻、增升等效果。而根据不同类型有益干扰的作用效果，可以将超声速有益干扰构型划分为减阻构型、增升构型以及增升减阻构型。通过调研超声速有益干扰概念的发展历程可知，这一设计概念提出的时候人类尚未进入超声速飞行时代，因此很长一段时间内并未得到重视。

20世纪50～60年代是超声速飞行的黄金年代，在这一时期，超声速有益干扰概念在构型探索、理论研究、试验研究方面均取得了大量成果，并在一些型号中实现了工程应用[1-2,4,6-18]。

20世纪70年代～20世纪末，对超声速有益干扰概念的探索进入沉寂阶段。究其历史原因，这一时期，军用超声速飞机的发展重点已由追求高空高速转为注重亚跨声速高机动性，适当兼顾高速性能。而由于经济、环境等一系列原因，民用超声速运输机项目纷纷下马。适用于超声速巡航飞行的超声速有益干扰构型也因此未受重视。这一时期研究成果相对较少[19-25]。

进入21世纪以来，随着对低声爆超声速旅客机日益迫切的需求，以及高超声速飞行器技术的迅猛发展，超声速有益干扰概念重新进入人们的视野，2000年以后，以超声速双翼机、高压捕获翼为代表的超声速有益干扰气动构型，结合现代CFD方法和数值优化方法得到了大量的研究。超声速有益干扰气动设计概念开始复兴[26-43]。

超声速有益干扰气动设计概念的发展遵循波浪式前进的规律，其所包含的低波阻、低声爆、高升力等一系列特性符合当前及未来高速飞行器的发展需求。因此，虽然存在种种问题，其仍不失为未来高速飞行器的一种可能型式。

2 超声速有益干扰构型原理与发展概况

2.1 减阻构型

通过超声速流场中飞行器部件之间的波系干扰，以达到减小甚至消除波阻的构型称之为减阻构型。通过超声速有益干扰减弱激波强度或者消除激波，降低流动损失，进而减小了激波导致的阻力。同时，激波的减弱显而易见地减小了飞行器超声速飞行所产生的声爆，而声爆正是制约超声速商业飞行的重要因素。

以Busemann双翼机为代表的超声速双翼机属于减阻构型，通过消除激波大幅降低甚至完全消除由厚度/容积所产生的波阻。所以需要精确地配置激波和膨胀波的位置及强度以消除或减弱激波。由图2所示，其原理为双翼入口处产生的激波打在双翼内部的肩点上，而该点后的膨胀型面与波后流动方向平行，因此将激波消除在肩点处。

1950年，Tan和Sears[6-7]采用线性超声速理论研究了有限翼展Busemann双翼机的气动问题。早期的探索主要集中在理论研究领域，由于较大的浸润面积带来的摩擦阻力，以及较严重的非设计点问题等原因，该构型并未得到充分重视。

进入21世纪，超声速民机的需求日益增长，而超声速巡航已经成为新一代战斗机的典型功能。2004年，Kusunose等开始探索将Busemann双翼机及其衍生的Licher双翼机原理应用于新概念超声速旅客机的设计中，以达到减小波阻、降低声爆的效果。该课题组系统研究了超声速双翼机的基本特性、非设计点特性、三维问题、迟滞现象、壅塞问题、翼身干扰、外形优化等一系列问题，在取得大量研究成果后，于2011年发表了总结综述文章[27]。该课题组提出的低声爆超声速双翼旅客机概念如图4所示。该构型可以将向地面传播的激波强度减弱85%，进而大幅减弱声爆。

Yamazaki和Kusunose[28]研究了巡航马赫数为1.7的双机身超声速双翼布局(图5)。结果显示综合采用超声速双翼与双机身组合可以有效减小波阻。

为了进一步减弱声爆，Kusunose等[26]的研究中展示了一种激波反射效应。如图6所示，通过下翼面将上翼面产生的激波反射至天空方向，进而减弱或消除传导至地面的声爆。然而，根据平板翼型的分析，该方式将导致飞行器升力和升阻比大幅下降。该原理需要进一步探索。

图4 低声爆超声速双翼客机概念[27]
Fig.4 Boomless supersonic biplane airliner concept[27]

图5 超声速双机身双翼机概念[28]
Fig.5 Supersonic twin fuselage biplane concept[28]

图6 激波反射双翼机概念[26]
Fig.6 Wave reflection biplane concept[26]

2010年后，国内科研机构开始对以Busemann双翼机为代表的有益干扰构型进行研究。华如豪和叶正寅[29]研究了将Busemann双翼应用于超声速导弹的减阻技术，结果表明可使马赫数2.5巡航状态下的波阻减小42%，升阻比提高22%。王昆仑和王正平[30]研究了Busemann双翼机及其壅塞问题。李占科等[31]通过CFD方法研究了超声速双翼的减阻机理，并提出了一种双设计点的超声速双翼，计算结果显示在双设计点均具有较低的阻力系数。朱宝柱等[32]通过数值模拟研究了Busemann双翼流动中的壅塞现象并提出一种双翼前后错动消除壅塞的方案，使得双翼在加速阶段可保持良好的阻力特性。赵承熙等[33]采用反设计方法与CFD技术对Licher双翼机进行了优化研究。刘姝含和朱战霞[34-35]将Busemann双翼机的工作范围拓展至高超声速速域，设计了可变形高超声速双翼，通过遗传算法等手段确定了舵面偏转角的选取，获得了远高于Busemann双翼机的升阻比，并且研究了三维高超声速Busemann双翼机机翼的气动特性以及温度对模态特性的影响。

环翼是另一种减阻构型，其减阻机理是将机身前体压缩流场的高压反射至机身的后体低压区，从而减小机身容积产生的波阻，理想状况下可将机身容积波阻降为零。但环翼具有较大的浸润面积，由此带来的摩阻增量以及支撑环翼的支板所导致的阻力增量基本抵消了应用其所带来的波阻减小量，因此普遍认为应用环翼的收益有限[11,19]。

1962年，Morris[11]在超声速风洞中对环翼构型(图7)进行了试验研究，结果表明，在来流马赫数2.2下，环翼与下凹型后体机身组合产生的有益干扰可以大幅降低机身波阻。但由于上述其他附加阻力，与常规构型相比环翼并没有阻力优势。

1951年，Friedman[9]用理论方法研究了3个长细比一致的Sears-Haack旋成体气动干扰问题，研究结果表明，通过合理设置3个旋成体的位置，可以通过超声速有益干扰使得总激波阻力减小35%。该结果对当前研究的启示是，进行超声速巡航的飞行编队，有可能通过调整飞行器之间的位置达到整体减阻增程的效果。

图7 环翼构型[11]
Fig.7 Ring wing configuration[11]

2.2 增升构型

利用超声速流动中的有益气动干扰，以实现增加升力为主要目的的气动构型称之为增升构型。

1956年，Rossow[4]研究了一系列利用侧向部件的有益干扰使机翼产生升力的概念构型，其基本思想为利用侧向部件在机翼上表面产生膨胀流场，在机翼下表面产生压缩流场，从而间接产生升力，如图8所示。

1956年，Eggers和Syvertson[10]在研究高升阻比高超声速气动外形时基于动量原理提出了一种称之为Flat-top的平顶构型，其原理如图9所示，该构型上部平坦，充分利用下表面机身和机翼的有益干扰，即机身作为主要的激波发生器，机翼作为波后高压流场的捕获面、承力面，从而在小攻角下获得高升力、高升阻比。该构型在马赫数5时可获得超过6的最大升阻比。进一步发展的构型通过采用翼尖下折增强有益干扰作用，如图10所示。翼尖下折同时提高了高速飞行时的方向稳定性，并使飞行器焦点前移，减小配平阻力。

图8 间接产生升力构型[4]
Fig.8 Configurations of indirect lift[4]

图9 Flat-top构型动量原理[10]
Fig.9 Momentum principle of Flat-top configuration[10]

该原理也称为压缩升力原理，是乘波体的原型之一。应用该原理的工程型号，美国北美航空的XB-70轰炸机(图11)和前苏联苏霍伊设计局的T-4超声速轰炸机(图12)均成功进行了试飞。其中，XB-70由于采用超声速有益干扰设计原理使得马赫数3超声速巡航时的升力提高了30%，起飞重量由原来预计的350 t降为240 t。需要指出的是，这两种飞机应用的干扰流场为楔体干扰流场。

Flat-top构型的机体作为激波发生器，在设计马赫数机翼前缘与激波贴合，其实质是一种乘波构型，可以在小攻角产生较大的升力，其缺点是阻力较大，在某些攻角下机翼下表面的压力作用在机体前体上，产生不利干扰，增加了机体波阻从而削弱了有益干扰的作用。

1995年，俄罗斯中央空气流体动力学研究院(TsAGI)的Pritulo等[25]通过CFD计算和风洞试验研究优化了一种翼身进气道组合体有益干扰气动布局，结果显示其在马赫数4具有良好的升阻特性，并可以为进气道提供预压缩。该布局如图13所示，其本质也是应用了类似Flat-top构型的超声速有益干扰原理增升。

图10 改进的Flat-top构型及其动量原理
Fig.10 Modified Flat-top configuration and its momentum principle

图11 XB-70轰炸机
Fig.11 XB-70 bomber

图12 T-4轰炸机
Fig.12 T-4 bomber

如果将Flat-top构型的机体改为楔形体，即形成如图14所示的楔体干扰翼[2,14]。前文所述XB-70和T-4应用了类似的楔形流场。

北京航空航天大学的吕宇超等[36-37]提出了一种名为被动乘波体的设计原理，其思想是将一些部件“骑”在其他部件产生的激波上，进而获得高升力。其实质与楔体干扰翼以及Flat-top构型类似，也是一种超声速有益干扰构型，采用该方法设计的典型外形如图15所示，将垂直安定面置于机腹作为激波发生器，波后高压流场作用在机翼下表面从而产生高升力。

图13 翼身进气道组合体有益干扰气动构型[25]
Fig.13 Favorable interference aerodynamic configuration of wing-body combination with inlets[25]

图14 楔体干扰翼[2,14]
Fig.14 Wedge interference wing[2,14]

图15 基于被动乘波体的高超声速飞行器[36-37]
Fig.15 Hypersonic vehicle based on passive waverider[36-37]

楔体干扰翼和基于楔形流场的被动乘波体可以在不增加攻角的情况下通过有益干扰增加机翼升力，同时干扰翼本身可以作为垂直安定面保持飞行器航向稳定。

在2018年度美国航空航天学会科技会议上，波音公司展示了其高超声速飞机概念模型，如图16 所示。该模型采用了与XB-70相似的有益干扰设计理念，即利用机腹进气道压缩楔面作为激波发生器，激波后高压流场被平坦的机腹/机翼下表面捕获，获得额外的压缩升力。与容积率较低的传统乘波构型相比，该构型具有较大的机身容积。

面对高超声速飞行器对高升阻比、高升力、大容积等一系列互相矛盾的性能需求，崔凯等[38]研究了高超声速有益干扰原理，提出了一种与半环翼和伞形翼类似的高压捕获翼气动布局,如图17所示,图中V∞为自由来流，HCW为高压捕获翼，AF为机体，W1为一次压缩激波，W2为二次压缩激波，LM和EM分别代表前后马赫线。CFD研究结果表明，采用高压捕获翼可使得所研究的飞行器升力提高约30%，升阻比提高约20%。

李广利等[39]比较了不同容积的乘波体与高压捕获翼组合前后的性能，结果表明容积越大，升阻比和升力增加越明显。随后通过代理模型优化了高压捕获翼与机体之间的位置[40]。综合利用CFD计算、均匀实验设计、代理模型和遗传算法，优化了高压捕获翼前缘型线，优化后的外形升阻比提高了约23.4%，并对设计参数进行了敏度分析[41]。2018年，崔凯等[42]将采用高压捕获翼的气动布局命名为高超声速“I”字形气动布局(Hypersonic I-shaped Aerodynamic Configuration, HIAC)，并在不同马赫数下对比了该布局和参考布局的升阻比，如图18所示。研究结果表明应用高压捕获翼可以有效利用机体与捕获翼之间的有益干扰，提高升力和升阻比。

图16 波音公司的高超声速飞机方案
Fig.16 Hypersonic airplane concept of Boeing Company

图17 高压捕获翼及其原理[38]
Fig.17 High pressure zone capture wing and its principle[38]

需要指出的是，从当前公开文献可知，高压捕获翼的研究者提出该构型的初衷是增加升力，并未对此类构型的阻力特性进行深入研究。分析认为，由于高压捕获翼的引入较大地增加了浸润面积以及相应的摩擦阻力，因此此类构型的阻力及其减阻问题值得进一步深入研究。参考伞翼构型的大量研究结果，如果高压捕获翼在得到机身干扰提高总升力的同时对机身进行有益干扰以降低波阻，则有望进一步优化高压捕获翼的性能。

综上所述，间接产生升力系列构型、Flat-top构型以及楔体干扰翼、被动乘波体、高压捕获翼等构型的特点是需要有一些部件(机身、垂直安定面等)作为激波发生器，而另一些部件如机翼作为波后高压流场的捕获面、承力面，从而增加升力。

图18 高超声速“I”字形气动布局与参考布局的外形及性能对比[42]
Fig.18 Configuration and aerodynamic performance comparison between HIAC and reference model[42]

2.3 增升减阻构型

前文介绍了利用超声速有益干扰原理实现的减阻和增升两种功能。如果巧妙设计干扰方式，可以同时实现增升和减阻两种功能。此类构型称之为增升减阻构型。

如图19所示，Ferri等[1-2]研究了在机体上方布置机翼以利用有益干扰获得减阻增升效果的构型，图中V为自由来流，α为攻角，c为弦长，σ为机身相对厚度，τ为机翼相对厚度。在传统文献中此类构型被称之为翼下有体构型。

图19 翼下有体构型[1-2]
Fig.19 Configurations of body under wing[1-2]

1965年，Boyd[13]研究了三维翼下有体构型，并优化出一种比常规构型升阻比高50%的超声速有益干扰构型。

国内对此类超声速有益干扰构型的研究几乎与国外同时期开展。1964年，黄志澄[18]通过超声速流三维线化理论研究了复杂组合体气动干扰问题，分析了多种有益干扰构型，提出了翼上有体、翼的上下各有一个机体的有益干扰形式，如图20所示,该研究成果于1992年发表。

如果将前文所述的环翼构型进行非对称改造，形成半环翼构型(图21[11])，通过动量原理分析可知，半环翼构型保留了部分减小机身波阻的功能，并且通过机翼下表面捕获机身前体激波后的高压流场获得有益干扰升力增量。

Morris[11]在超声速风洞中对环翼、半环翼构型(图21)进行的来流马赫数2.2的试验研究表明，半环翼与抛物型后体机身组合具有最低的阻力系数(0.35)和最高的升阻比(4.9)。但总体来看，半环翼构型气动效率较低，与常规构型相比并无优势。

针对上述研究中半环翼气动效率较低的问题，Morris和Lamb[16]提出了一种改进的半环翼构型，并在兰利研究中心统一规划风洞中对该构型以及一种机体上方支撑的后掠机翼构型(图22)进行了马赫数范围2.16～3.70的试验研究,结果表明两种构型均实现了超声速有益干扰，后掠翼构型升阻比更大。

图20 两种翼上有体构型[18]
Fig.20 Two configurations of wing under body[18]

图21 环翼和半环翼[11]
Fig.21 Ring wing and half-ring wing[11]

综合上述研究结果，针对半环翼构型问题， Morris和Mack[17]于1968年提出了如图23所示的伞翼构型。该构型可视为后掠翼与半环翼特点的有机结合。在兰利中心统一规划风洞中对该构型进行了马赫数范围3.00～4.63的测试,在设计点马赫数3.00获得了6.8的高升阻比。研究还表明减小机身和机翼的垂直距离可以增加升阻比。

1978年，美国波音公司的Kulfan[19]系统总结了在有益干扰构型方面的探索，包括超声速双翼机、Caret乘波体、Nonweiler机翼、Flat-top构型、伞翼构型等。研究结果表明伞翼构型是上述构型中气动收益最高的构型，升阻比可比常规构型提高20%。文中提出的可能适用于战斗机的伞翼构型如图24所示。由于伞翼具有较好的气动性能，因此该文献中大量的研究围绕伞翼构型展开，包括伞翼的形状、位置、支撑方式等。通过研究机身上方干扰区内机翼的压强分布可知，机翼上存在负压区域，这些区域会减小升力，如果机翼外形设计时裁剪掉这些区域，可以获得更高的有益干扰升力[19]，如图25所示。研究表明，调整机身和机翼间的距离使得波系发生多级反射时可以获得更好的有益干扰效果[19]，如图26所示。

图22 改进的半环翼和后掠翼构型[16]
Fig.22 Modified half-ring wing and swept wing configurations[16]

图23 伞翼构型[17]
Fig.23 Parasol wing configuration[17]

兰利研究中心的Hunt等[22]在高超声速吸气式导弹气动外形研究中考虑了伞翼构型，风洞测试结果显示在马赫数4.5、湍流边界层条件下，所研究的伞翼构型最大升阻比为5。Spearman[23]

图24 基于伞翼的战斗机构型[19]
Fig.24 Fighter configuration based on parasol wing[19]

图25 干扰压强分布[19]
Fig.25 Interference pressure distributions[19]

图26 激波多级反射[19]
Fig.26 Multiple shock reflections[19]

综述了可用于导弹的非常规气动构型，包括上述半环翼和伞翼构型。同一时期，美国围绕伞翼构型进行了大量风洞试验研究，图27是一些典型伞翼构型的风洞试验图片。

如图28所示，Kreiger等[20-21]在研究超声速巡航和机动气动构型概念的文章中提出了一种新概念的超声速有益干扰构型。即利用垂直放置的Busemann双翼作为激波发生器，产生内压式压缩流场为上方的机翼(身)增升，理想状况下激波发生器的波阻为零。由此实现增升和减阻的双重功能。由于与传统Busemann双翼机产生升力的机制不同，本文作者暂且称其为“基于垂直Busemann双翼的有益干扰构型”。

2013年，徐艺哲等[43]在对Busemann双翼机等超声速有益干扰概念研究的基础上提出一种与上文所述“基于垂直Busemann双翼的有益干扰构型”原理相似的低阻高升阻比构型，如图29所示。该构型在下表面压缩产生高压流场的同时可以有效减小波阻，下表面的高压作用在上置平板，从而产生高升力。无黏CFD和理论计算结果表明其高超声速升阻比超过20，是一种较有潜力的气动构型。

虽然该构型展示了较好的性能，但上述研究多是在无黏理想情况下进行的，实际应用中其较大的浸润面积会带来较严重的摩擦阻力、气动加热等问题。Busemann双翼内部存在复杂的激波与边界层干扰问题、非设计点问题。上述问题会大幅抵消其有益干扰收益。目前关于此类构型的研究较少，有待进一步探索。

图27 伞翼构型风洞试验
Fig.27 Wind tunnel test of parasol wing configurations

图28 基于垂直Busemann双翼的有益干扰构型[20-21]
Fig.28 Favorable interference configuration based on vertical Busemann biplane[20-21]

图29 基于垂直Busemann双翼的有益干扰构型机理[43]
Fig.29 Mechanism of favorable interference configuration based on vertical Busemann biplane[43]

上文对涉及超声速有益干扰设计原理的主要文献进行了综述,针对更实际的问题，还有一些文献值得关注。如Sigalla和Hallstaff[15]研究了超声速飞机发动机短舱的安装位置和形状对飞机气动性能的影响。Bushnell[24]在超声速飞机减阻的综述中总结了采用有益干扰原理减小波阻的措施，如环翼、伞翼、多体干扰、推进系统干扰等。

通过对典型超声速有益干扰构型原理的梳理，可以总结出超声速有益干扰构型概念的两条发展脉络。其一是二维Busemann双翼减阻构型发展为三维的环翼减阻构型，再发展为半环翼增升减阻构型，进一步优化为伞翼构型。其二是Flat-top构型，将机身变为楔形发展为楔体干扰翼，再将楔体更换为阻力更低的垂直Busemann双翼，发展为所谓的基于垂直Busemann双翼的有益干扰构型。而被动乘波体属于楔体干扰翼范畴。已有的研究结果表明增升构型和增升减阻构型更具有工程价值。

3 总结和展望

激波和膨胀波是超声速、高超声速飞行中无法回避的流动现象，激波的存在往往造成飞行器阻力激增、气动效率大幅下降、操稳特性恶化。并带来严重的气动加热、巨大的声爆等一系列制约飞行器性能和影响环境的问题。但激波并不是有百害而无一利的，合理利用激波可以获得性能优异的气动构型，乘波体就是合理利用激波的典范。超声速有益干扰气动设计概念是更广义的合理利用飞行器部件间激波、膨胀波以获得性能提升的设计思想。

当前及未来若干年，低声爆超声速旅客机和高升阻比高超声速飞行器是高速飞行器发展的主流，传统的气动设计理念已经无法满足未来的需求，需要探索新的思想、概念，探索非常规气动构型。作为在20世纪30年代提出，50～60年代得到大量研究的气动设计思想，超声速有益干扰设计概念因其低波阻、低声爆、高升力、高升阻比等优异特性更加契合21世纪未来飞行器的发展需求，因此重新获得了关注。

超声速有益干扰构型在具备优异性能的同时也存在一些固有缺点，如非设计点特性差、宽速域特性差、浸润面积较大。面临复杂的激波/激波干扰、激波边界层干扰等问题。翼体分置所导致的机体强度问题、结构重量问题等也亟待研究。上述问题有望通过现代数值模拟技术、多学科多目标优化技术、主动控制等技术解决。

当前公开发表的文献中鲜见对超声速有益干扰构型飞行动力学特性及飞行控制问题的研究，新型飞行器需要在满足性能需求的同时具备较好的操稳特性，满足飞行品质需求。采用超声速有益干扰构型的飞行器会遇到设计点与非设计点转换时动力学特性突变所导致的复杂飞行控制问题。

高超声速飞行器面临严峻的气动加热问题，当前还没有专门针对超声速有益干扰构型气动热问题研究的报道，一些典型构型，如半环翼、伞翼构型由于存在支撑机翼的支板，会存在支板热防护以及激波干扰加热的问题。此外，理论上可以利用有益干扰减弱激波强度进而减小气动加热，上述问题也亟待得到研究。

尽管存在很多问题，但伴随现代气动预测、数值优化、飞行控制、结构材料等技术的进步，超声速有益干扰气动设计概念有望重新得到重视和发展，以解决当前高速飞行器发展中遇到的升阻比屏障、声爆等一些列气动难题。