他这边话音刚落，台上的常浩南便一按翻页笔，切换到了第一页PPT。
“得益于新型超高速风洞的投入使用，以及所有参与项目同志们的努力，我们比预期时间表提前两个月完成了对几类乘波体标准模型测试和数据收集工作，确定乘波体构型可以在大气层内以及临近空间中获得极高的高超声速升阻比……”
今天坐在下面的所有人，包括军代表在内，都没有纯外行，所以在进行了简短的开场之后，他便直接展示出了几张密密麻麻的数据图：
“另外，在这一过程中，我们也成功通过基于三维轴对称流场的锥导理论在一定范围内上拓展了乘波体在纵向和展向上的设计自由度，计算参数与实测结果之间的均方差小于0075，为下一步具体的高超声速飞行器研制工作奠定了基础……”
“……”
一番工作总结之后，常浩南稍作停顿，以确定听众们对于刚才的内容没有疑问。
接着便话锋一转，进入了今天的正题：
“不过，虽然正题数据符合预期且满足基本要求，但仍然可以看到，由于乘波体的原理是阻止下表面流体的横向流动，从而将高压区域限制在飞行器下方，相当于利用激波维持飞行，因此不同飞行条件，这里主要是指速度和攻角，对于外形极其敏感，优化区间极为狭窄。”
“以经典的单级压缩的锥导乘波体为例，在迎角0°、速度Ma=12的设计点上，流量系数高达4.083，无黏最大升阻比大于3.75，完全超越了我们对滑翔式高超音速导弹的性能需求。”
“但如果把迎角调整至-5°、速度降低到Ma=9，尽管变化幅度不大，但上面两项参数仍然骤降至1.970和1.85，会严重影响到飞行轨迹和有效滑翔距离，当然反过来也一样，设计点在-5°和Ma=9下的乘波体，也难以适应0°、速度Ma=12的飞行条件……”
他说这段内容时的语气颇为沉痛，一副就像是项目已经搞不下去了的样子，让与会的几名军代表不由得面面相觑。
确认自己的理解并没有错之后，其中一人才有些迟疑地开口道：
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