一種未來大型天地往返運輸系統平臺氣動方案

向先宏，錢戰森，李雪飛，李春鵬

(1.中國航空工業空氣動力研究院，沈陽 110034；2.高速高雷諾數氣動力航空科技重點實驗室，沈陽 110034)

0 引 言

2011年7月21日5時，隨著美國“亞特蘭蒂斯號”航天飛機順利降落在肯尼迪航天中心，運行長達30年之久的航天飛機時代就此終結。這類大型天地往返運輸系統平臺被迫退出歷史舞臺引發了世界各國航空航天學者的大量反思，并積極尋找各種替代方案，例如各種新型單級、雙級，甚至三級入軌的研究計劃——美國5噸級近地軌道載人往返系統、XS-1試驗性空天運載器項目、俄羅斯新一代載人飛船“羅斯號”、已于2015年2月成功試飛的歐空局首艘可天地往返航天飛行器IXV、計劃于2020年左右進行首次飛行試驗的“云霄塔”(SKYLON)、SpaceX公司的可回收火箭計劃等[1-12]，都無不迸發出人類對征服空天和宇宙的渴求。分析美國航天飛機退役的原因，其昂貴的單位載荷運輸成本是導致其生存失敗的主要因素(考慮發射前后的維護維修等成本，每次飛行需至少花費15億美元，大大超出預期)，因此如何降低該類天地往返系統平臺的運行成本已成為其未來發展的關鍵。

氣動布局設計作為飛行器研發的“先行官”，直接決定著飛行器的整體氣動效率和使用成本，需予以首要考慮和重點突破。對于未來可直接水平起降、重復使用的大型天地往返運輸系統平臺(運載能力需超過上一代航天飛機)，其氣動布局涵蓋了從低/亞/跨/超/高超到極高超聲速、馬赫數從0到20+、飛行高度從0至100+ km、穿越空域從對流層/平流層到臨近空間高層大氣的典型氣動問題，所涉及的寬速域、大空域范圍內的氣動力特性和氣動熱防護匹配等問題均非常復雜。同時結合該類飛行器所需采用的渦輪/沖壓/火箭發動機多動力組合推進系統以及考慮整個飛行走廊內的操穩和飛行軌跡優化等因素，對其整體氣動布局研究提出了相當高的挑戰，需要采用使用范圍更加寬廣的新型氣動布局綜合設計體系與之相適應。因此，亟需在現有研究成果的基礎之上結合未來相關技術的發展水平開展新型氣動方案探索研究。

1 未來空天飛行器氣動方案分析探索研究

1.1 現有氣動方案存在的主要問題分析與思考

航天飛機作為已有的大型天地往返運輸系統平臺飛行器的典型代表，盡管已退出歷史舞臺，但仍為人類探索空天和宇宙留下了大量寶貴財富。通過分析，其氣動方案主要存在以下幾方面問題。

1)在能量運行本質上存在著無法回避的缺陷

從能量角度來看，目前常規空天飛行器整體布局方案以及與之相適應的整個飛行軌跡方式所帶來的能量轉換和運行過程始終存在著難以回避的缺陷。例如，其在起飛爬升至入軌階段的過程中通過消耗大量燃料化學能才得以轉化為所期望的飛行高度勢能和極高超飛行馬赫數的動能，在再入返回階段卻需要被迫以摩擦氣動加熱和熱輻射等方式盡快耗散浪費掉。以航天飛機為例(見表1)，其燃料消耗占到了發射總重量的85%以上(約1780 t)。因此，是否存在其它更好的方式對這一能量轉化過程和轉化速率加以控制，甚至合理利用？即除了從提高發動機比沖效率外，可否進一步考慮從能量回收利用等角度降低成本?

表1 美國航天飛機主要參數Table 1 Main parameters of American space shuttle

2)所配備的熱防護系統付出的代價太大

由于返回再入過程中的嚴重氣動加熱問題，整個飛行器需采用與之相匹配的能扛住極高熱流峰值的氣動布局外形、隔/防熱結構以及相關控制系統。該隔/防熱系統一方面直接帶來了設計、生產制造以及維護保養等成本的增加。例如航天飛機防熱瓦，由于容易脫落，所以必須精心安裝，1架航天飛機需使用31000 t防熱瓦，總重量達到7.1 t，占到航天飛機軌道器結構總重量(68 t)的10.4%，從而進一步降低了其有效載荷。另一方面，復雜的隔熱/防熱結構和控制系統也帶來了更大的再入安全風險和隱患(例如“哥倫比亞”號航天飛機的解體墜毀事故)。此外，基于極高溫熱防護以及快速被動減速等多方面因素考慮，其氣動布局需采用更為苛刻的鈍化處理和特殊外形(高阻低升)，從而限制了其低速氣動特性的提高。這種氣動力性能需求與氣動熱防護之間的相互匹配等難題嚴重制約了未來大型天地往返空天飛行器的研制和發展。因此，值得我們去思考是否可以通過采用適當放寬熱防護的方式去開展新型氣動方案設計研究。

3)多采用垂直發射方式，成本過高，同時受環境因素制約嚴重

仍以航天飛機為例，由于采用垂直發射方式，因而無法利用高升阻比布局氣動效率優勢降低對發動機的推力需求。同時，由于火箭發動機受工作時間的限制，需直接利用大推力和大過載盡快完成加速以達到所需速度。這種超大推力和過載加速度所帶來的發射劇烈振動以及對結構的影響，使得每次飛行完成后都需要花費大量時間對飛行器加以檢修，導致運行成本異常昂貴。

此外，盡管火箭發動機具有推力大、推重比高等優點，但由于其比沖較低，因此需耗費更多燃料，有效載荷占比進一步下降。例如從表1可知，航天飛機有效載荷僅占其2000 t起飛總重量的1.5%左右。同時，由于垂直發射需要配置與之相關的發射系統平臺，整個成本進一步上升，而整個發射窗口也受到天氣環境等因素的顯著制約。另外，火箭動力在發射過程中如遇到緊急情況不能中途終止任務也帶來了額外的安全隱患(例如“挑戰者”號航天飛機的發射事故)。因此，未來大型天地往返運輸系統平臺采用可重復使用、水平起降的方式具有一定優勢，同時在較低馬赫數和較為稠密的大氣層內采用更高比沖的渦輪和沖壓發動機的推力模式，亦可顯著降低運行成本。

1.2 可能的新型設計理念和氣動方案分析

根據上述分析思考，針對現有航天飛機方案所存在的主要問題，可集中考慮從如何提高全速域氣動性能、降低熱防護需求代價以及提高整個飛行過程中燃料化學能、飛行器動能、勢能、氣動加熱的熱能等能量轉化和運行效率入手，探索新型氣動設計理念和方案。圖1為一種可能的氣動方案主要分析邏輯，具體包括以下幾方面。

圖1 未來新型空天飛行器氣動方案分析Fig.1 Aerodynamic scheme analysis of innovative aerospace vehicle in future

1)基于放寬氣動熱防護的氣動布局設計

飛行器氣動加熱的最大熱流區域主要位于頭部和機翼前緣等區域，且與鈍化半徑直接相關。為了降低最大熱流分值，通常采用大的鈍化半徑，從而導致阻力過大，難以利用高升阻比氣動特性獲得升重平衡并降低對發動機推力要求。因此，在通過其它方式降低氣動熱防護需求的前提下，可采用基于放寬氣動熱防護開展氣動布局設計，減小鈍化半徑，提升全飛行包線內的氣動力性能。

2)全速域變體氣動布局設計

采用全速域變體空天飛機氣動布局設計可兼顧低/亞/跨/超/高超到極高超聲速氣動特性，通過對全機后掠角、升力面面積等進行變體控制可獲得高性能的寬速域氣動力性能。例如起降高升力、加速爬升階段高升阻比、再入返回高升高阻等，均可有效提高空天飛行器外流氣動效率并拓展其飛行高度包線范圍。目前國內外已在較窄的速域范圍內開展了較多的寬速域氣動布局和變體布局研究，例如以常規超聲速布局和乘波體為基礎的寬速域飛行器氣動布局研究等[13-14]。變體飛機氣動布局方面則以機翼旋轉、折疊、伸縮，甚至智能可變形等[15]為主。

3)全速域組合動力系統/機體一體化設計

采用渦輪/沖壓/火箭發動機三動力組合的全速域推進系統相比航天飛機單純采用火箭發動機可有效提高比沖和燃料能量的利用效率(飛行器內流整體氣動效率)。此外，由于渦輪和沖壓工況需利用進氣道從大氣中吸取氧化劑，因此，其在吸氣式條件下推進系統與機體的一體化設計直接影響著飛行器在超/高超聲速范圍內的內外流整體氣動性能，目前已成為制約高超聲速飛行器氣動性能提高的關鍵瓶頸技術。國內外學者已開展了大量研究工作[16-17]，例如采用各類新型高超聲速機體氣動布局和進氣道開展機體/推進一體化設計等[18-21]。

4)加速爬升階段采用基于動能轉化為勢能的飛行軌跡控制

針對吸氣式沖壓發動機工作模態，飛行器緩慢加速爬升時在馬赫數8+、飛行高度40～60 km的層流/湍流轉捩區域包線內長時間氣動加熱以及嚴峻熱防護等問題，可采用特殊的飛行軌跡控制：在飛行器加速到馬赫數8左右，增加爬升航跡角，此時由于沖壓發動機推力難以匹配阻力和重力，從而緩慢減速，但飛行高度快速增加，即利用飛行動能轉化為勢能的方式快速穿越該空域，降低對飛行器頭部及機翼前緣等部位的熱防護需求。

5)再入階段在稠密大氣層邊緣采用“跳躍式”盤旋減速飛行方式

由于引入全速域變體設計技術，在再入階段可獲得較高的升力，使得在稀薄大氣層區域內實施“跳躍式”盤旋減速成為可能。通過該飛行方式對其高動能和高勢能逐步加以耗散，亦可降低進入大氣層主要氣動加熱區域的飛行馬赫數，從而有效降低最大熱流峰值，與基于放寬氣動熱防護的氣動布局設計相呼應。

6)氣動熱能回收利用

由于再入段“跳躍式”盤旋減速飛行軌跡控制能有效延長再入飛行時間，飛行器的高動能/勢能轉化為氣動熱能的速率顯著下降，從而為熱能回收利用創造了較好的先決條件。例如未來熱電轉換以及等離子體吸氣式電推進等技術的快速發展等[22-23]。

2 氣動布局方案概念設計

2.1 整體氣動方案

綜合上述分析結果和設計思想，探索獲得一種低運行成本、可重復使用、水平起降的大型天地往返運輸系統平臺概念設計方案(Larger affordable and reusable space transportation system，LAR-STS)。其整體氣動布局初始外形如圖2所示。

圖2 LARSTS概念設計方案示意圖(初始外形)Fig.2 Sketch map of LARSTS (Initial configuration)

LARSTS整體機身和尾翼布局等主要采用常規方式，機翼采用寬速域乘波翼設計，同時放寬氣動熱防護布局設計，有效降低阻力和提高全速域升阻比氣動性能。具體外形尺寸主要基于現有常規機場的起降能力和美國航天飛機參數(見表1)等進行預估給定。其中，機體長71.6 m，寬32.6～87.7 m(全速域變體，飛行器展長隨之變化，起降過程參考A380限定為80 m)，高17.6 m。

LARSTS變體方式將主要采用機翼繞固定軸旋轉，其中，轉軸與水平面夾角約為87°。另外，機翼將利用嵌套結構設計思想，在旋轉機翼時能拉伸出所覆蓋的面積，并保證具有一定結構強度。該變體思想不僅能有效改變機翼的后掠角，也能有效改變整個飛行器的升力面和翼載荷大小。此外，LARSTS采用四臺全速域渦輪/沖壓/火箭三動力組合發動機，在全速域范圍內進氣系統也將根據飛行速度對進氣道外壓縮唇板和內型面進行旋轉調節，改變其進氣入口面積和內收縮比等參數，以確保組合發動機在低/亞/跨/超/高超聲速范圍內均可正常工作。

2.2 不同速域變體氣動方案

2.2.1起飛階段

起降階段由于需要大的升力系數，將機翼內嵌部分逐漸向外旋轉45°，增加機翼面積的同時，減小后掠角，有效提高升力和升阻比。該部分機翼結構需具備較高的強度，以匹配其所承受的較高翼載荷。此外，進氣道入口全開，內型面隨之調節，確保獲得合適的內收縮比，為渦輪發動機提供所需氣流，提供足夠推力順利完成起飛。圖3為LARSTS水平起降階段變體示意圖(俯視)。其中(橙色型面為進氣道唇口外壓縮部分；銀灰色型面為主機體；紫紅色為機翼內嵌套結構往外旋轉張開的部分；藍色型面為垂尾和平尾主要操作舵面。后同。)

圖3 LARSTS水平起降階段變體示意圖(機翼前緣外轉45°)Fig.3 Sketch map of the morphing scheme of LARSTS in low speed range (Leading edge of wing externally rotating 45°)

2.2.2加速爬升

完成起飛后，在加速階段，隨著馬赫數的逐漸增加，為減小阻力，提高升阻比，逐漸將機翼旋轉收回。例如在亞聲速階段將機翼旋轉至30°左右的外轉位置(見圖4)，在滿足升/重匹配的前提下，確保阻力最小，氣動力效率最優，盡快加速爬升。

圖4 LARSTS亞聲速飛行變體示意圖(機翼前緣外轉30°)Fig.4 Morphing scheme of LARSTS in subsonic speed range (Leading edge of wing externally rotating 30°)

在超聲速加速階段，機翼繼續旋轉收回。與亞聲速階段類似，在升重匹配的前體下，按照最大升阻比軌跡加速爬升。圖5為飛行馬赫數2.0左右機翼旋轉收回至外轉15°位置時的示意圖。此時飛行器前緣后掠角逐漸增大，對激波阻力和氣動加熱等問題進行有效控制。

圖5 LARSTS超聲速飛行變體示意圖(機翼前緣外轉15°)Fig.5 Morphing scheme of LARSTS in supersonic speed range (Leading edge of wing externally rotating 15°)

隨著馬赫數的繼續提高，機翼按照最大升阻比優化軌跡繼續往回旋轉。同時，進氣道外壓縮段唇板也將隨馬赫數的增加而逐漸旋轉關閉，確保飛機頭部壓縮激波恰好打到唇板位置，獲得最優的內外流場品質。圖6為不同飛行馬赫數下進氣道外壓縮唇板的轉動位置。達到超燃沖壓發動機的工作馬赫數上限后唇板完全關閉形成光滑氣動型面，利于接下來由火箭模態接力繼續爬升飛行。

圖6 LARSTS高超聲速飛行變體(進氣道唇板逐漸收回)Fig.6 Morphing scheme of LARSTS in hypersonic speed range (Inlet lip position reback gradually)

2.2.3入軌

經過三動力組合發動機火箭模態的持續工作，LARSTS逐漸達到預定軌道高度和速度，四臺主發動機停止工作，隨后將通過小型姿態調節火箭加以控制并完成入軌。

2.2.4再入返回

LARSTS完成任務后，在再入返回前將首先實施變體，變體后的外形示意圖如圖7所示。主要通過轉動嵌套機翼結構，同時從嵌套機翼中拉伸出耐高溫柔性翼面結構，并交替布置完成氣動型面合圍。配合轉軸與水平面所成的夾角可圍成174°大鈍角的類圓錐面特殊外形，在氣動載荷彈性變形后錐角減小，增強飛行靜穩定性。此外，兩邊的旋轉結構在機頭前方采用高強度結構相連形成有機整體，進一步提高其結構強度，同時獲得最大升力面積。

圖7 LARSTS再入階段機翼結構布置示意圖Fig.7 Morphing scheme of LARSTS in reentry condition

待完成上述變體布置后，通過小型姿態調節火箭控制LARSTS降低飛行高度，并調整好迎角姿態(30°左右)。由于巨大的升力面積，LARSTS在很高的高度即可達到“升力+離心力”與重力的平衡(簡稱升重平衡，后同)。例如當氣動加熱使得機體結構熱容接近飽和時，LARSTS將“跳躍”爬升高度，降低氣動熱載荷和最大熱流峰值，同時熱電轉換系統繼續將部分氣動熱能轉化為電能。由于跳躍和下降周期較長，該過程可足夠機體總熱量耗散，并獲得新的蓄熱能力。此時LARSTS可繼續下降沖入稠密大氣層中利用氣動阻力減速，如此反復幾個周期，速度和高度逐漸下降，LARSTS再入總動能和勢能逐漸耗散掉，并部分轉化為電能回收。隨著高度下降，動壓逐漸增加，過大的翼載會對LARSTS的大錐面氣動結構造成損傷，因此，在最后一次向上“跳躍”過程中，機翼嵌套結構逐漸旋轉收回。至此，完成氣動加熱最嚴酷的再入主減速段飛行。

2.2.5減速著陸

完成上述過程后，繼續減速著陸階段直接按照加速爬升和起飛階段進行逆向操作即可(詳略)。此飛行過程可以采用無動力滑翔，亦可啟動三動力組合發動機的沖壓/渦輪模塊，實時改變飛行軌跡，降落至所需機場。

3 全速域氣動性能初步分析驗證

3.1 氣動力特性分析

對LARSTS全速域典型飛行包線內的升、阻力氣動性能采用工程估算方法進行初步評估[24-25]，其中高超聲速飛行條件下采用牛頓流模型、超聲速時采用小擾動理論等方法進行近似評估。為考慮離心力的影響，LARSTS總質量再入初始階段按180 t、起飛初始階段按800 t進行初步計算(燃料消耗速率等暫未詳細考慮)，具體數據如表2所示。可以發現LARSTS在氣動力特性方面可有效滿足起飛、爬升階段的升力需求以及再入過程中升重平衡。

其中，LARSTS在馬赫數25時(7 km/s)，迎角30°即可達到升重平衡，此時高度85 km。而美國航天飛機在該速度下對應的高度為70 km，且飛行迎角達到38°。類似地，對比其主要再入階段升重平衡時的速度-高度參數可以發現，LARSTS具有明顯的飛行高度優勢(15 km以上)。另外，由于LARSTS升力面更大，通過調節迎角進一步增加升力可具備“跳躍”飛行能力，整個再入過程時間更長，從而可對其動能損失速率進行控制,利于將氣動熱能通過熱電轉化系統加以疏導和利用。

值得深入探討的是，盡管LARSTS由于采用全速域變體氣動布局設計而擁有優異的升、阻力等氣動力特性，但同時整個飛行包線內氣動焦點移動范圍過大等問題也帶來了更為突出的飛行控制難題，尤其在再入返回過程中和高超聲速飛行條件下飛行器的飛行姿態控制和操穩特性等方面將面臨更強的非線性、更復雜的耦合、更嚴重的彈性振動以及更嚴格的控制約束等挑戰[26-27]，對現有的控制手段提出了更高的要求，未來需結合氣動力/熱/彈、飛行力學、推力矢量、變體結構全機重心優化以及智能控制等方法對LARSTS深入開展全速域飛行姿態控制和操穩研究。

表2 LARSTS全飛行包線主要氣動力參數估算結果Table 2 Aerodynamic performance estimation of LARSTS in full flight envelop

3.2 氣動熱特性分析

采用氣動熱工程估算方法[28]對LARSTS方案的氣動熱特性進行了初步評估，主要估算全飛行包線內的最大熱流峰值(見表3)。由于引入放寬氣動熱防護的氣動布局設計思想，LARSTS方案在馬赫數不太高時采用小迎角飛行，機頭和機翼前緣駐點半徑較小，在極高超馬赫數再入飛行階段采用大迎角飛行時駐點半徑顯著增大，因此表3中分別列出了駐點半徑為0.25 m，1.0 m，5.0 m時的熱流峰值結果對比。可以發現，大迎角飛行再入階段氣動熱防護所對應的熱流峰值可控制在200 kW/m2以內。對于主要采用吸氣式沖壓發動機工作時的小迎角飛行軌跡，在馬赫數8～12，飛行高度35～55 km的包線內氣動熱防護問題嚴峻，最大熱流峰值甚至達到MW/m2量級，該階段的氣動熱防護需重點考慮。

由于40～60 km以上的高空主要為層流，中間為轉捩區，以下為湍流區，同等條件下在湍流區飛行的熱載荷將急劇增大。因此，再入階段需利用高升高阻特性結合“跳躍式”飛行軌跡方案在60 km高度以上空域完成主減速；在起飛爬升階段則將采用

表3 LARSTS全飛行包線氣動熱特性估算Table 3 Aerothermal performance estimation of LARSTS

降低在35～60 km高度空域范圍內飛行馬赫數的方式，即當通過沖壓發動機加速至馬赫數8.0左右時，操縱方向舵增加LARSTS的飛行迎角，增加升力以提高飛行航跡角繼續爬升，但此時阻力顯著增加，發動機推力不足以平衡阻力和重力在推力方向上的分量，因此LARSTS將緩慢減速，從能量運行角度將部分飛行動能轉化為高度勢能。由于在該空域飛行速度降低，熱流峰值隨之下降，從而避開35～60 km空域范圍內的嚴重氣動熱防護問題。待飛行高度超過60 km，火箭發動機點火工作，LARSTS開始加速直至預定軌道。圖8為LARSTS在起飛爬升階段馬赫數-高度軌跡控制示意圖。

圖8 LARSTS起飛爬升階段馬赫數-高度飛行軌跡控制示意圖Fig.8 Sketch map of flight trajectory control of LARSTS during take-off and acceleration stage

3.3 整體氣動效能分析

空天飛行器的整體氣動效能主要由氣動外形的升阻比等外流氣動效率和動力系統的比沖Isp等內流氣動效率共同決定，需結合飛行器氣動布局特點、所采用的發動機類型以及飛行方式等因素予以綜合考慮。此處定義飛行器內/外流整體氣動效能κ正比于發動機比沖、反比于用來匹配飛行阻力和加速度所需推力與重力的比值來進行初步分析。LARSTS和航天飛機的整體氣動效能比值π以及所需推力η比值具體如式(1)～(3)所示。

(1)

(2)

(3)

其中，腳標“1”和“2”分別表示LARSTS和航天飛機方案，g為重力加速度常數。由于LARSTS在渦輪和沖壓發動機工作模態下采用小迎角和小航跡角水平起飛、加速和爬升，因此，所需推力T可簡化為阻力與用于獲得加速度a的推力之和，升力近似等于重力，阻力則按升阻比和重力計算獲得。同時，LARSTS升阻比K1隨馬赫數變化，由表2中的方法計算得到。采用垂直發射起飛方式的航天飛機阻力主要由氣動外形迎風面積以及表面浸潤面積的大小決定，根據氣動外形和飛行方式特點，航天飛機阻力與LARSTS阻力的比值可按照飛行馬赫數和飛行高度h的函數f(Ma,h)計算擬合得到，此處開展初步估算時按常數1/3初步給定。航天飛機所需推力可簡化為重力、飛行阻力以及用于獲得加速度的額外推力三者之和。渦輪/沖壓/火箭發動機比沖均為飛行馬赫數和高度的函數，此處按照文獻[29]中碳氫燃料結果近似給定，其中火箭發動機比沖按較高的恒定值350 s近似計算。

圖9 LARSTS在水平起飛爬升階段與垂直發射的航天飛機方案的整體氣動效能比值Fig.9 Aerodynamic efficiency ratio between LARSTS (horizontal take-off) and space shuttle(vertical take-off) under the same take-off weight and different acceleration

圖10 同質量條件下LARSTS在水平起飛爬升階段所需發動機推力與垂直發射的航天飛機方案所需發動機推力比值Fig.10 Necessary thrust ratio between LARSTS (horizontal take-off) and space shuttle (vertical take-off) under the same take-off weight and different acceleration

對LARSTS和航天飛機方案進行評估，爬升加速度從0.1g到1.0g變化范圍的計算結果如圖9和圖10所示。可以發現LARSTS采用水平起降小迎角爬升方式，相比航天飛機具有數量級上的顯著氣動效能優勢，隨著馬赫數增加，升阻比和沖壓發動機比沖均下降，氣動效能優勢也隨之下降，但仍保持在8倍以上。從所需推力來看，LARSTS方案相比航天飛機垂直發射方案明顯下降，尤其在較小的加速度情況下更為顯著。例如當加速度恒定為0.2g時，LARSTS從起飛到加速至高超聲速階段的所需推力只相當于航天飛機方案的25%～33%。詳細的整體氣動效能和所需發動機推力對比分析可根據飛行軌跡優化開展細致評估。

4 結 論

1)已有的航天飛機等天地往返運輸系統平臺方案在能量運行本質上存在著難以回避的缺陷：耗費巨大的燃料化學能所換來的高勢能高動能入軌飛行，在再入被動減速階段卻需要被迫以摩擦氣動加熱和熱輻射等方式盡快耗散浪費掉。不僅提高了運行成本，同時也帶來了嚴峻氣動熱防護問題，值得深入思考。

2)對于采用吸氣式動力的大型天地往返運輸系統平臺，如何充分發揮該類空天飛行器內/外流整體氣動效能和控制氣動熱防護代價是降低其未來運行成本的關鍵。可集中考慮從如何提高全速域氣動性能、整個飛行過程中燃料化學能與飛行器動能、勢能、氣動加熱熱能等能量之間的相互轉化和運行效率入手，探索新型設計理念和氣動方案。

3)采用放寬氣動熱防護氣動布局設計、全速域變體、組合動力系統/機體一體化設計、基于爬升階段動能轉化為勢能的飛行軌跡控制以及再入階段在稠密大氣層邊緣“跳躍式”盤旋減速飛行軌跡控制等設計思想開展未來大型天地往返運輸系統平臺氣動布局概念設計很可能獲得一種行之有效的氣動方案。所設計的LARSTS全飛行包線氣動力/熱特性初步評估結果表明其相比航天飛機方案具有顯著的整體氣動效能優勢，值得開展深入研究。