高超声速飞行器鲁棒控制系统的设计
Christopher I. Marrison and Robert F. Stengel
Princeton University, Princeton, New Jersey 08544
本文设计了高超声速飞行器纵向平面鲁棒控制系统。飞行器纵向平面的非线性数学模型包含了28个不确定参数。利用遗传算法搜索每个控制器的系数设计空间；利用蒙特卡洛算法检验每个搜索点处的稳定性和鲁棒性。补偿器的鲁棒性用概率函数来表示，该函数表示在参数可能变动范围内，闭环系统的稳定性等性能指标落入允许范围的概率。设计了一性能指标函数，使其最小，从而产生可能控制器系数空间。这种设计方法综合考虑了不同的设计目标，辨识了鲁棒性指标下的系数的不确定性。这种方法有效利用了计算工具，广泛考虑了工程知识，设计出了能够应用于实际的控制系统。
本文中用到的符号：
a ——声速，ft/s
D C ——阻力系数
L C ——升力系数
()M C q ——俯仰角速率引起的俯仰力矩系数
()M C α——攻角引起的俯仰力矩系数
()M C E δ——舵偏引起的俯仰力矩系数
T C ——发动机推力系数
c ——参考长度，80ft
D ——阻力，lbf
h ——高度，ft
yy I ——俯仰转动惯量，6710?slug-ft 2
L ——升力，lbf
M ——马赫数
yy M ——绕俯仰轴的转动力矩，lbf-ft
m ——质量，9375slugs
q ——俯仰速率，rad/s
E R ——地球半径，20 903 500 ft
r ——距地心距离，ft
S ——参考面积，3603ft 2
T ——推力，lbf
V ——速度，ft/s
α——攻角，rad
β——喷管开度
γ——弹道倾角，rad
E δ——舵偏角，rad
μ——地球引力常数，161.3910?ft 3/s 2
ρ——空气密度，slugs/ft 3
引言
高超音速飞行给控制系统的设计提出了新的挑战。极高速度使得飞行器对飞行条件的变化非常敏感，例如，高度110 000ft ，速度15Mach （15 060 ft/s ），攻角增加1°就会产生11.5ft/s 2的法向加速度，即大概g 的过载。对于传统的飞行器配置方案，长周期振动有可能轻微发散或者不稳定，短周期振动可能不稳定，推力幅值也易受到攻角变化的影响。大气特性以及气动参数测量上的困难加剧了这个问题。但是，高超声速飞行器的飞行控制系统必须保证飞行器总是处于稳定状态，对于飞行员及自动驾驶仪的指令有满意的响应特性，外界的干扰对飞行器不会产生难以接受的附加运动。本论文设计了满足上述要求的控制系统，重点考虑了参数不确定性条件下的鲁棒性。
随机鲁棒性分析用概率P 量化了补偿器?欠鲁棒性的程度，补偿器?模型参数的变化将会引起闭环系统不可接受的响应特性。概率函数P 的一种简单的设计方案是将某个指标函数在不确定参数变动空间上积分，即
[(),]pr()P I H d νν?νν=? (1) H 表示飞行器的数学模型，ν是不确定参数的可能变动空间；pr()ν是ν的概率密度函数。[]I 是双指标函数，如果()H ν和?构成一个可以接受的系统其值为零，反之为1。Fig.1描述了空间划分为可接受和不可接受区域。
性能不可接受的标准由设计者制定，例如，可以指定为不确定性，不满足响应包线，超过了控制器的阈值限制。这种概率设计原则可以应用于线性或非线性、时变或非时变、连续或者离散系统的设计。
在多数情况下，方程(1)并不能直接进行数值积分。实际中常用蒙特卡洛方法1替代pr()ν，它利用了不确定参数ν的随机采样值。每次试验的个体选择记为k ν。对于每个k ν，
检验闭环系统的响应特性，以检验其是否满足可接受条件。例如，线性系统的稳定性指标函数其值为1，如果其闭环系统的特征值存在实部为正的情况；反之其值为0。性能指标函数，例如阶跃响应的超调量或者稳定时间超过设计允许范围，其值为1；反之为0。从空间ν中N 次采样，重复进行蒙特卡洛试验。N 值取决于所需要的精度。方程(1)可以用下式进行估计： 11[(),]N k P I H N ν?==∑ (2)
当N →∞时上式逼近精确值。性能特性和稳定性的概率估计综合在一起考虑不仅可以用来描述控制系统的鲁棒性，而且可以用来设计鲁棒控制器2-10。
对于特定应用的补偿器的设计是一个主观过程，需要对很多指标进行权衡考虑，有时这些性能指标根本不能比较。这种权衡可以考虑将各个概率赋以主观权重，用标量性能函数J 来表示。如果补偿器?中的参数能够用常值向量d 来表示，那么P 和J 是d 的函数，鲁棒控制系统的设计是要使下面的性能指标函数最小：
21??()[()]M m m m J w p ==∑d d
(3)
其中，M 是稳定性和性能指标的数量，?()m p
d 是第m 个准则函数，m w 是第m 个准则函数的权重。参考文献[10]针对线性控制问题利用线搜索（lin
e search ）设计了鲁棒补偿器，文献
[11]利用遗传算法来估计?()J
d 的最小值。上述方法得到的补偿器鲁棒性非常强，控制失败的概率远低于按其它方法设计的控制器8。文献[10]中的线搜索是一种有效但费时的方法；遗传算法相比下减小了一个数量级的计算量11。
随机鲁棒性分析和设计方法对传统设计方法进行了补充，它的稳定性和性能指标函数都是基于传统设计准则。如果关注的是频率特性，很容易将频域性能指标加入到指标函数中去。但是需要注意的是，幅值增益和相位裕度并不是鲁棒性的可靠指标9。理由很简单：实际参数变动时，并不只是引起幅值增益和相位裕度的变化，也会影响那奎斯特图的形状。最大奇异值会引起增益裕度的多元化，并影响鲁棒性，原因也是如此7。
本文利用蒙特卡洛方法和遗传算法12-15解决复杂问题：在高度110 000ft ，马赫数15的飞行条件下进行高超音速巡航飞行器的飞行控制系统的设计。该飞行器的数学模型为纵向平面内的模型，包含了重要的非线性影响因素。我们考虑了39个稳定性和性能鲁棒指标准则，因此较其它鲁棒性设计方法的适应性更强。该设计方法利用一种巡航飞行条件进行了检验，并容易扩展到其它飞行条件，利用增益调度方法将结果扩展到全部飞行包线。
高超音速飞行器的数学模型
纵向平面的数学模型包含了重力模型的平方反比定律，以及由弯曲的飞行轨道引起的向心加速度。在高度110 000ft ，马赫数15飞行条件下，非旋转地球的向心加速度大小为10.8ft/s 2。速度，飞行倾角，高度，攻角，和俯仰角速度的数学方程分别如下： 2cos sin T D V m r αμγ-=- (4) 22sin ()cos L T V r mV Vr αμγγ+-=- (5)
sin h V γ= (6)
q αγ=- (7) /yy yy q
M I = (8) 升力、阻力、推力、俯仰力矩、距地心距离分别为：
212L L V SC ρ= (9)
212D D V SC ρ= (10)
212T T V SC ρ= (11)
21[()()()]2yy M M M M V Sc C C E C q ραδ=++ (12) E r h R =+
(13) 空气动力系数和大气参数是飞行器状态和控制量的函数，在仿真中通过查表插值或者曲线拟合得到。此处利用相对简单的函数来表示参考巡航点处的气动参数。大气密度和声速模型来源于参考文献[16]，气动参数借鉴NASA Langley 高超声速飞行器仿真模型17。
此处设计中，28个与惯量、推力、气动等有关的参数假设为不确定的，v 表示不确定向量ν中的一个元素。这些参数为：
10m v m = (14)
20yy I v I = (15)
30S v S = (16) 40c v c =
(17) 80.00238exp()24,000h v ρ-= (18)
924567(8.99109.1610996)a v v h v h --=?-?+ (19)
/M V a = (20)
109 1.91(0.493)L v C v M α=+ (21)
2211121314150.0082(171 1.152)(0.00120.0541)D C v v v v M v M αα=++?-+ (22) 218161701738[1164()](1)v k v v M
αα=--+ 1919(10.15),1(10.15),1T k v if C k v if ββββ+? (23)
21342202223()10[0.06][21201]v M M C v e v v ααα--=--+- (24)
224252627()(/2)(0.025 1.37)(0.00210.00530.23)M C q c V qv v M v v αα=-+?-+- (25) 28()0.00051()M C E v E δδα=- (26)
方程(4)~(26)定义了飞行器的数学模型()H ν。此处每个v 假定服从正态分布，均值为1，标准偏差为0.1，这样就定义了pr()ν。常用的变量如机翼面积和平均气动弦长此处假定未知。在实际中，应考虑变量的不确定性，但不确定性很小时，可作为确定值处理。将变量的不确定性假设为正态分布，这样能够保证不稳定性的概率永远不为零，这是由于变量两侧的分布趋向于正或负无穷。将每个v 取值为1，得到标称系统。在蒙特卡洛试验中，每个v 值由随机数发生器产生，这种方法并不仅限用于正态分布情况。不确定性可以用恰当的概率分布来表示，例如均匀分布，多峰分布，离散分布。
将飞行器纵向平面数学模型线性化，得到巡航飞行条件下特征点处（M =15，h =110 000ft ，q =0deg/s ，0γ=deg ）的开环特征值-0.895，0.784，-0.00021±0.0362j ，0.00011。特征点（平衡点）利用非线性模型计算得到。前两个特征值表示不稳定的短周期运动模态，复数特
征值表示轻微震荡的长周期运动模态，最后一个特征值表示高度模态存在轻微不稳定18。这
样，必须设计稳定的反馈控制系统限制巡航条件下姿态和高度的发散。
巡航特征点处的非线性模型的响应特性由攻角、推力、舵偏等确定，这些变量提供力和力矩，保证飞行器的稳定、水平飞行。确定特征点后，能够得到非线性模型的阶跃响应。利用鲁棒性能准则评估变量的响应特性。
稳定性和性能准则
此处控制系统的设计中主要关注三个方面的鲁棒性：稳定性，速度响应特性和高度响应特性。它们用39个指标函数来表示。特征点及其邻域范围内的稳定性利用相应的线性化模型来判断（准则1），稳定性由闭环系统的特征值决定19。有19条准则（准则2~20）根据施加在非线性模型上的速度阶跃响应（速度变化100ft/s ）决定，见表1。有两条并行准则的（例如,25V Ts I 和,50V Ts I ）则是使遗传算法寻优时区分补偿器，某些情况下补偿器会严重违背高要求准则，而较少违背低要求准则。
剩下的19条准则（21~39）建立在高度的阶跃响应基础上（高度变化2000ft ）。高度准则类似于速度准则（将表1中的下标V 用h 来代替），不同之处在于时间延长一倍。
设计中采用如下的性能指标函数：
3921??()[()]m m m J d w p d ==∑
(27)
其中，稳定性准则的权重取为10，基本的性能准则权重为1高要求准则权重为0.1。
对于一般函数的全局搜索方法，在有限的试验中不能保证得到全局最小值。但有一些能够估计全局最小值的方法，方便设计者进行判断。很早人们就知道，随机搜索在利用很多的采样数据情况下，搜索的最终结果（final J ） 服从Weibull 分布20。Weibull 分布函数为 {}Pr()1exp [()/]c final J x x a b ≤=--- (28) 其中0x a ≥≥，0b >，0c >。a 是位置变量，b 是规模变量，c 是形状变量。a 是final J 的可能最小值。在寻找最小值的过程中，*()a J d =。如果搜索算法运行n 次，得到n 个final J 值，从而利用这些值得到final J 的经验分布。a ，b ，c 的取值根据Weibull 分布和经验分布的偏差利用最小二乘算法得到。
文献[21]中，随机启发式搜索算法的结果同单纯随机搜索算法一样，也服从Weibull 分布。Golden 21利用Weibull 分布来估计*()J d ，解决了旅行商问题。文献[21]得到了置信区间 *,,Pr[()]1n final n final n J b J d J e --≤≤=-
(29) 其中,final n J 为n 次搜索中的最优值。Cooke 22发展了另一种估计*()J d 的方法，并不需要事
先假设特定的概率分布。Cooke 考虑了i Y 的n 次随机采样值，以及概率分布函数Pr()Y x <。按照由小到大排序（1i i Y Y +<），最大值为n Y ，它的概率分布函数定义为Pr()n Y x <，其值
等于[Pr()]n Y x <。n 次采样最大值的期望值为
max
()pr ()n min Y n Y x Y E Y x x dx ==? (30)
其中，pr ()n Y x 是概率密度函数，即Pr()n Y x <。通过部分积分，Cooke 得到了估计器 1max 0(1)?2(1)[1]n n n n n i i i i Y Y Y n n --=+??=----????∑ (31)
利用关系式Y J =-，得到*()J d 的估计器 1
*0(1)()2(1)[1]n n n n n i i i i J d J J n n --=+??=----????∑ (32)
其中1i i J J +<。这种方法计算简单，同时能够得到a 的估计值。
补偿器结构
控制量由三部分信号构成：根据特征点处得到的标称控制量0u ；从特征点改变到另一
种飞行状态的控制增量*u ?；保证稳定性和响应特性的动态控制量d u ?。
将(4)~(8)式在特征点0x 处进行一阶泰勒展开，得到*u ?、d u ?的表达式。
(,)x f x u = (33)
[,,,,]T x V h q γα= (34)
[,]T u E βδ= (35)
0x x x =+ (36)
*00d u u u u u u =+=++ (37) 00(,)x
f x u F x G u F x G u ≈++=+ (38) 雅可比矩阵F f x =??，G f u =??的值在特征点处取得。
如果*y 是指令向量，忽略干扰，得到平衡状态*x 和控制量*
u 1***0x u F G x H H y u -??????=???????????? (39) 其中***x u y H x H u =+ 。此处得到的控制律为连续时间形式，线性二次型最优调节器
（LQR ）能够起到比例-积分（PI ）补偿的作用2。积分补偿能够消除稳态误差，这种误差由实际系统与此处用到的系统(39)之间的偏差产生。动态响应特性通过前馈补偿得到改善，需要用到*x 和*u 。对于非线性系统，将控制误差限制得很小，得到状态和控制的参考值非常重要。这点在分析、设计及试验中得到了广泛地验证（见文献[2]中的6.2）。
对于高超声速飞行器，需要控制的量为速度和高度，因此将状态变量扩展为
[,,,,,,]T PI v h x V h q γαζζ= (40)
*()v V V dt ζ=-? (41)
*()h h h dt ζ=-? (42) 最优控制律为
PI PI d u C x =- (43) 其中，PI C 为增益矩阵。PI C 由最优算法中性能指标函数中的权重决定，
2PI PI 0PI PI T T T T g d d L x Q x k V x F F x u R u γγ=++
(44) Q 、R 分别为状态和控制的加权矩阵，为简化起见，均定义为对角矩阵。20PI PI
T T g k V x F F x γγ 项决定法向加速度的比重，近似等于0V γ 。定义F γ
为矩阵F 中与γ 有关的行向量，法向加速度等于0PI V F x γ
。g k 为标量。 将控制增益乘以标量常值C k 有可能会改进鲁棒性，尽管一定程度上降低了最优性23。最终的反馈控制律为
PI PI d C u k C x =- (45)
有10个设计参数需要用遗传算法进行寻优。g k 、C k 、R 中的对角元素、Q 中的六个对角元素（速度权重Q V 已确定）
[,,,,,,,,,]h q v h g E C d Q Q Q Q Q Q k R R k γαζζβδ= (46)
利用遗传算法对Q 、R 进行寻优，从而将设计者从繁重的计算工作中解放出来。在[稳定性和性能准则]一节中看到，很方便寻找概率性能指标函数中的39个权重（方程(3)）。极端重要的准则赋以高权重，例如给稳定性准则赋以权重10；重要的准则赋以中间权重，例如1；不重要的赋以低权重，例如0.1。在此处，Q 、R 为对角矩阵，只寻优对角元素，非对角元素和状态-控制耦合元素可以通过扩展搜索算法或者利用本节末处提到的隐式模型跟随结构（implicit-model-following ）。矩阵的正则性则由搜索范围d 决定，不允许搜索非正则数值。如果Q 、R 取值不理想，则将其丢掉。由遗传算法确定的最优补偿器具有满意的Q 、R 。
d 的初始值由x 和u 的期望偏差决定，将Q 、R 中的对应元素取为期望值倒数的平方24。例如，高度h 的期望偏差为2000ft ，则将h Q 设为2(12000)。系统的响应由这些权重决
定。不断调整权重，得到仅违背少数准则的响应特性。这些值为搜索提供了初始值。
此处采用LQ-PI 控制器结构来验证概率鲁棒控制方法，也可以利用其它控制结构。基于比例-积分-滤波方法的随机设计方法已经用于高超声速巡航问题25，隐式模型跟随算法已经采用概率方法研究3,4，文献[26]发展了一种确定单输入单输出传递函数系数的概率搜索算法。
仿真结果
在特征点处（M =15，h =110 000ft ，q =0deg/s ，0γ=deg ）对开环和闭环系统进行了随机鲁棒性分析。利用(14)~(25)式给出的参数不确定性，开环系统不稳定的概率为0.816，违背其它准则的概率在0.816~1之间。
利用基本的补偿器，开环系统的不稳定概率得到降低（0.014），违背其它准则的概率也得到降低。违背了稳定时间准则，对于速度响应，,25P 0.966V Ts =；对于高度响应，,50P 1h Ts =。
利用基本的补偿器，遗传算法基于(27)式对基本补偿器的参数进行寻优。由于稳定性的鲁棒性非常重要，在P i 中的权重是最大的（权重为10）。给低要求的性能准则赋以权重1，例如要求稳定时间大于50s 。给中等要求的性能准则赋以权重0.1，例如妖气稳定时间大于25s 。
优化开始时，先进行随机搜索。然后优化群体，直至满足结束条件。例如，结束条件为
达到20000次蒙特卡洛试验。利用(32)式，运行8次来估计全局最小值，?J
的8次结果分别为2.09，1.86，2.16，2.71，1.99，1.83，1.72，1.74。这样，第七次给出了最优结果。
全局最小值的估计方法可以由下面两种方法获得：利用得到的结果确定Weibull 分布（式
(28)），或者利用Cooke 估计器（式(32)）。此处两种方法全部采用。利用前面得到?J
的8次结果，(32)式得到全局最小值为1.703。为了证实这一结果，Weibull 分布中的a 取为此值。这8个观测数值用来估计遗传算法搜索结果的概率分布，b 、c 的取值应使(27)式符合观测结果，这样得到a =1.703，b =0.28，c =0.8。8次结果及相应的Weibull 分布见图2所示。可见，全局最小值的估计值取为1.703是可行的。
如果假设b 的取值也是准确的，那么(29)式可以写为
*8Pr[1.720.28() 1.72]10.9997J d e --≤≤=-= (47) 可见全局最小值有99.97%的概率落在1.44~1.72之间。进一步，接受该全局最小值，采用给定的补偿器结构，J 的最优值为1.703，第七次运行时补偿器得到的值为1.72，误差仅为1%。 这种分析和计算方法有很大的计算量，尽管已经充分利用了计算机。在Silicon Graphics Indy 工作站上运行matlab ，采用本文的方法设计补偿器所需要的时间为24h 。转换成C 或者Fortran 语言，并利用最新的并行计算机，所需时间以分或者秒计。
一般情况下鲁棒控制问题所需的计算量很大。精确求解所需要的运行次数与变量数量是指数级的关系，而且对于一个简单的、连续时间的不确定参数，变量的数量也是无穷的。所有的鲁棒设计问题需要在一定程度上逼近所求问题。此处利用蒙特卡洛方法评估和数值搜索。利用蒙特卡洛方法求解特征值和响应特性所需的运算次数与状态变量、控制量是多项式的关系，与响应时间、不确定变量的数量是线性关系。遗传算法所要的运行时间与设计参数是线性关系。
有很多方法将所得到的控制系统扩展到整个飞行空域。此处利用LQ 设计方法，最合适的方法是增益调度。例如，本文的第二作者和他的同事在上世纪70年代设计了集中了增益调度、LQG 、数字方法的直升机控制器，飞行试验证实了良好的实时操作性能（盘旋，后飞，爬高，转弯，水平巡航）27,28。
对最优补偿器进行分析
图3比较了基本补偿器与优化后的补偿器的鲁棒性。不稳定的概率由0.014减小至0.001，违背稳定时间准则的概率改善了4.5倍（,50P V Ts ）和1.02倍（,100P h Ts ）
，,50P h Ts 仍为1。除了三条，其它准则得到改善：响应速度指令耗费超过50%燃油的概率（,50P V T δ），响应高度指令过载大于2或4的概率（,2P h g ，,4P h g ）。
存在0.1%的不稳定性也是飞行器的隐患。降低这个概率可以通过增大(27)式中的P i 的权重，允许LQ 性能指标函数中存在权重的交叉乘积项，可以改变控制器的结构。如果变量服从正态分布，P i 不能取为0。这不是补偿器的特点，而是pr()ν的内在属性。为了描述这一点，利用有界分布重新对补偿器进行分析：正态分布限制在±0.2（之前的分析中标准差为0.1）。这种情况下，不稳定的概率变为零。对于具体的应用了解变量的变动范围非常重要。
利用标称参数，带有基本补偿器的闭环系统的特征值为-1.1956±0.9184i ，-0.0210±
0.0213i，-0.0415，-0.0064，-0.0004。带有优化补偿器的闭环系统的特征值则为：-1.0025±
1.3383i，-0.0219±0.0186i，-0.0408，-0.0088，-0.0044。
图4和图5为闭环系统的随机根轨迹，描述了参数不确定性的影响。这种图形化的工具在参数的变动如何影响系统的响应方面给设计者定性的认识。优化补偿器的根轨迹（图5）较基本补偿器（图4）带有较少的毛刺，特征值更好地落在左半平面。
将违背准则的概率用图形化表示，得到更加深入的结论8,25。可以将每个参数、每条鲁棒性准则用图形记录下来。图6为v8（空气密度估计的不确定性）的结果，对于速度指令，
I）。如果v8偏离标称值小于±0.1，基本上不违背这一准则；稳定时间超过50s的概率（
V Ts
,50
如果偏离-0.2，则总是违背这一准则。从而说明了精确测量空气密度的重要性。
通过改变控制器结构，或者改变鲁棒性能指标函数（(27)式）中的权重，来改变系统的鲁棒性。文献[25]采用比例-积分-滤波补偿结构，消除了阀门开度和舵偏控制中的峰值点，但不稳定的概率会稍微增加。图7和图8为速度改变100ft/s时，速度和高度的响应曲线。改变(27)式中的权重能够让设计者直接改变鲁棒性能，适应实际要求。
结论
本文证实了随机鲁棒方法在飞行控制系统的分析和设计中的有效性。本文将该方法应用强非线性，具有28个不确定参数，39条稳定性和性能指标准则的场合。利用遗传算法优化10个控制器设计参数，利用Weibull分布和多次试验结果得到最优估计值。这项工作工作量很大，然而随机鲁棒性分析提供了一个分析框架，允许设计一系列的的鲁棒补偿器。在给定控制结构的情况下，利用遗传算法得到的补偿器非常接近最优性能。
参考文献
美国X-51A飞行器及总体设计及其关键技术简介 Xxx 摘要：从计划的背景、飞行器的构造、热防护材料研发测试以及实际飞行试验等方面对X-51A 的发展计划作了较为详细的介绍,并据此对美国发展高超声速飞行技术的研究流程和理念有个一定的了解与认识。 关键词：X-51A 高超声速导弹热防护系统结构材料飞行器 引言：美国自二十世纪九十年代启动“全球敏捷打击”计划以来，一直处于低速发展过程中，该计划近期开始迅速升级，从改造“三叉戟”导弹开始，美国正推出一系列先进攻击武器概念，包括飞机、无人机和导弹。其中，X-51高超声速巡航导弹是美国武器库目前速度最快的全球打击武器，可以在一小时内攻击地球上任一目标。 1项目概况 巡航导弹在美国武器系统中具有特殊的地位，在未来信息化战争中，巡航导弹不要要成为首选的打击武器，也是美军实行远程军事打击的必备武器。 美国于20世纪90年代启动的“全球敏捷打击”计划自推出以来一直处于低速发展过程中,直至近年该计划开始迅速发展。美国从改造三叉戟导弹开始,陆续推出一系列的先进攻击武器概念,包括新一代的飞机、无人机和导弹。 X-51A计划是由美国空军研究试验室(AFRL)、国防高级研究计划局(DARPA)、NASA、波音公司和普惠公司联合实施的旨在验证高超声速飞行能力的计划。终极目标是发展一种马赫数达到5~7的可以在1 h内进行全球打击的武器,包括快速响应的空间飞行器和高超声速巡航导弹。X-51A于2010年2月中旬进行了首次高超声速飞行试验。 X-51A的首飞创造了又一个人类历史记录———超燃冲压发动机推进的历时最长的高超声速飞行,刷新了X2 43创造的12 s的记录。X2 51A首飞的成功意味着, 超燃冲压发动机将提供一种全新的快速全球打击能力。据称,该高超声速导弹将能够在60 min内实施全球打击。美国国防部/NASA的X2 51A项目则是这一新型武器系统方案的关键部分。X2 51A 的飞行试验对于空间进入、侦察、打击、全球到达以及商业运输等都有重要意义。 2 X-51A计划的背景 美国空军认为,高超声速推进技术是美国亟须发展的关键领域之一,为了达到这一目的,必须走“阶梯式发展”的道路。1979年首次发射的先进战略空射导弹(ASLAM)是早期的高超声速导弹,它使用高速冲压发动机实现了马赫数为5. 5的飞行,虽然达到了高超声速,但由于冲压发动机的燃烧是在亚声速状态下进行,效率非常低。解决这一问题的方法是使用超燃冲压动机,于是X-51A计划应运而生。 20世纪90年代中期,国家空天飞机(NASP,NationalAerospace Plane)计划终止后,美国空军转而投资HyTech(Hypersonic Technology)计划以延续其对高超声速技术的研究。2004年1月, AFRL选择波音公司与普惠公司共同制造SED-WR的验证机,由波音公司制造机身,普惠公司
高超声速飞行器鲁棒控制系统的设计 Christopher I. Marrison and Robert F. Stengel Princeton University, Princeton, New Jersey 08544 本文设计了高超声速飞行器纵向平面鲁棒控制系统。飞行器纵向平面的非线性数学模型包含了28个不确定参数。利用遗传算法搜索每个控制器的系数设计空间；利用蒙特卡洛算法检验每个搜索点处的稳定性和鲁棒性。补偿器的鲁棒性用概率函数来表示，该函数表示在参数可能变动范围内，闭环系统的稳定性等性能指标落入允许范围的概率。设计了一性能指标函数，使其最小，从而产生可能控制器系数空间。这种设计方法综合考虑了不同的设计目标，辨识了鲁棒性指标下的系数的不确定性。这种方法有效利用了计算工具，广泛考虑了工程知识，设计出了能够应用于实际的控制系统。 本文中用到的符号： a ——声速，ft/s D C ——阻力系数 L C ——升力系数 ()M C q ——俯仰角速率引起的俯仰力矩系数 ()M C α——攻角引起的俯仰力矩系数 ()M C E δ——舵偏引起的俯仰力矩系数 T C ——发动机推力系数 c ——参考长度，80ft D ——阻力，lbf h ——高度，ft yy I ——俯仰转动惯量，6710?slug-ft 2 L ——升力，lbf M ——马赫数 yy M ——绕俯仰轴的转动力矩，lbf-ft m ——质量，9375slugs q ——俯仰速率，rad/s E R ——地球半径，20 903 500 ft r ——距地心距离，ft S ——参考面积，3603ft 2 T ——推力，lbf V ——速度，ft/s α——攻角，rad
本文2010201222收到,作者分别系中国航天科工集团三院310所助工、高级工程师 高超声速飞行器结构材料与热防护系统 郭朝邦 李文杰 图1 挂载在B 252H 机翼的X 251A 摘 要 随着人类对高超声速飞行器的不断探索,结构材料和热防护系统已成为高超技术发展的瓶颈。首先介绍了X 251A 和X 243A 的项目概况、结构材料和热防护系统,然后分别从高超声速试飞器超高温热防护材料、大面积热防护材料和热防护系统等几方面对X 251A 和X 243A 试飞器进行了分析,最后提出了结构材料和热防护系统发展的关键技术。 关键词 X 251A X 243A 结构材料 热防护 系统 飞行器 高超 引 言 随着高超声速飞行器飞行速度的不断提高,服役环境越来越恶劣,飞行器的热防护问题成为限制飞行器发展的瓶颈。而高超声速结构材料和热防护系统的研究与开发是高超声速飞行器热防护的基础,因此,各国都大力开展了高超声速飞行器热防护材料与结构的相关研究。尤其是以美国为代表的X 251A 和X 243A 高超声速飞行器在结构材料和热防护方面的研究比较突出,本文对这两种试飞器的结构材料和热防护技术分别进行详细介绍。1 X 251A 高超声速飞行器1.1 项目概况 X 251A 计划是由美国空军研究试验室(AFRL )、国防高级研究计划局(DARP A )、NAS A 、波音公司 和普惠公司联合实施的旨在验证高超声速飞行能力 的计划。终极目标是发展一种马赫数达到5～7的可以在1h 内进行全球打击的武器,包括快速响应的空间飞行器和高超声速巡航导弹。试验方式是使 用B 252H 轰炸机挂载X 251A 飞行,达到预定的飞 行条件,释放X 251A 进行飞行试验。图1是挂载在B 252H 机翼下的X 251A 。美国空军在2003年开始研 制试飞器,2004年12月完成初始设计评估,2005年1月开始详细设计,2005年9月27日被正式赋予X 251A 的代号,2007年5月该项目通过关键设计评审。2009年12月9日在加利福尼亚州爱德华兹空军基地进行了首次系留挂载飞行试验,X 251A 挂载在B 252H 重型轰炸机的机翼下向北起飞后爬升至15.24km 高空,随后该机携载X 251A 做了较柔和的机动动作。按计划,X 251A 将于2010年2月中旬进行了首次高超声速飞行试验。1.2 结构材料与热防护系统1.2.1 总体结构 X 251A 整个飞行器长7.62m ,质量1780kg,
一、高超声速飞行器技术发展路径及动力技术介绍 1.1 高超声速飞行器技术发展路径 高超声速飞行器区别与其他飞行器最大的特点是高度一体化，使得飞行器机身与推进系统密不可分，从某种意义上来说是无法划分出一个所谓的“发动机”进行研制的，这样的“发动机”也只有在与机身合二为一才能发挥其真实的性能，也才能真正的运行起来。因此，高超声速飞行器首先是“自顶而下”地分解研究对象和研究阶段，随着技术的发展再逐步地整合各部分的研究，逐级、逐步形成一个完整的飞行器研究对象。从总体方案设计的完整的飞行器作为研究对象可划分为四个层次的研究：气动/推进一体化研究、全流动通道推进系统研究、超然冲压模型发动机研究、超然冲压发动机部件研究，将高超声速飞行器自顶而下分解后就，再从分解出来的底层部件逐步发展“自下而上”到顶层飞行器。同时“自顶而下”的技术分解和“自下而上”的技术集成这两条路线又是有交互的，在试验研究的任何阶段发现问题，都应当反馈到飞行器总体的设计，重新定义部件、子系统的研究对象。 图1.1 1.2 高超声速飞行器动力技术介绍 气动/推进一体化研究 全流动通道推进系统研究 超然冲压模型发动机研究 超然冲压发动机部件研究
高超声速飞行器的核心关键技术包括超燃冲压发动机技术、高超声速飞行器组合推进系统技术、高超声速飞行器机身推进一体化设计技术、高超声速飞行器热防护技术、高超声速飞行器导航制导与控制技术、高超声速飞行器风洞实验技术。下面的篇幅分别对超燃冲压发动机和组合推进系统技术做简要介绍： (1)超然冲压发动机概念介绍 超燃冲压发动机是高超声速飞行器推进技术的核心技术，超然冲压发动机与亚燃冲压发动机同属于吸气式喷气发动机，由进气道、燃烧室和尾喷管构成，没有压气机和涡轮等旋转部件，高速迎面气流经进气道减速增压，直接进入燃烧室和燃料混合燃烧，产生高温燃气经尾喷管加速后排出，从而产生推力。 超燃冲压发动机通常可以分为双模态冲压发动机和双燃烧室冲压发动机。双模态冲压发动机是指发动机根据不同的来流速度，其燃烧室分别工作于亚声速燃烧状态、超声速燃烧状态、超声速燃烧/亚声速燃烧/超声速燃烧状态。双燃烧室冲压发动机是指同一发动机同时具有亚燃冲压和超燃冲压双循环的超燃冲压发动机，采用双循环的主要目的是用亚燃冲压发动机点燃超然冲压发动机来解决煤油燃料的点火和稳定燃烧问题。 (2)超声速燃烧概念 在一定的压缩和膨胀效率的条件下，进入发动机的空气有一最佳压缩量，使得发动机的效率最高。燃料的热值和过程的效率越高，其
飞机总体设计 新一代高超声速无人机——“赤隼” 第一阶段SRR总结报告 学院名称：航空科学与工程学院 专业名称：飞行器设计与工程 组号：DT12 组长：殷海鹏 2013 年 4月 1日
目录 一、任务陈述 (4) 二、市场需求 (4) 三、相关竞争实施方案 (5) 1. 天基信息系统 (5) 2. 空基侦查系统 (5) 四、运行理念 (6) 1. 潜在运用对象 (6) 2. 载荷能力 (6) 3. 典型任务剖面 (6) （1）任务剖面1（侦查过程中发现重要作战目标） (6) （2）任务剖面2（侦查过程中未发现重要作战目标） (6) 五、系统设计需求 (6) 1. 设计要求 (6) （1）X-43A (7) （2）X-51A (7) （3）HTV-2 (7) （4）HTV-3X (8) 六、新技术与新概念 (8) 1. 激光雷达 (8) 2. 气动布局 (8) 3．热防护 (8) 七、初始参数 (9) 方案一 (9) 方案二 (10) 八、人员分工 (10) 九、本阶段总结及下阶段任务计划 (11) 十、参考资料 (12)
图表目录 图1 天基信息系统 (5) 图2 空基侦察系统 (5) 图 3 X-43A (7) 图 4 X-51A (7) 图 5 HTV-2 (7) 图 6 方案一概念草图 (9) 图7 方案二概念草图 (10) 表 1 方案一初始参数 (9) 表 2 方案二初始参数 (10) 表 3 小组人员分工表 (10)
一、任务陈述 在新世纪的战争中，高超声速飞行器的优势主要体现在以下三个方面：首先是可以迅速打击数千或上万公里外的各类军事目标，大大地拓展了战场的空间。其次，突防能力更加强大，防空系统的拦截概率因反应时间太短而大幅度下降，具有较高的突防成功率。第三，超高速的飞行可以使得雷达难以探测，是一种新型的隐身方案。在新的战争形态中，信息战变得越发重要，侦查机是获取信息的重要来源，同时针对重要目标，在侦查同时具有一定攻击能力会使侦查起到意想不到的效果。从目前中国的空军机种来看，急需一款高超声速无人侦查机，此机最好还能有一定的攻击力，在侦查到重要目标时给予高效打击，对增强我国国防力量有重要作用。 二、市场需求 臭鼬工厂曾预测飞行器的下一场革命将来自于‘速度’，其速度优势会让各国现役防空导弹统统变成废铜烂铁。高超声速飞行器具有广阔的应用前景和巨大的军事价值。纵观21世纪的战场需求，高超声速飞行器已是不可缺少的攻击型和防御型兵器，世界各国都在加速这方面的研究工作，美国当前Ma为8-10的飞行器正在试验，而在2025年计划装备Ma为12-15的飞行器。澳、俄、法、德、日等很多国家对于高超声速飞行器的相关技术、功能、应用价值展开了积极的探讨与研究,并制定了一系列技术发展计划。从市场规模的角度来看，此类飞行器各国都有投入，但由于技术原因，规模较小而成功率偏低，在这种情况下，能率先设计生产出超高声速无人机的国家必能在错综复杂的国际环境下争取到先机，对于现在的世界态势和中国的防御性国防策略来说，我国对超高声速无人机有着极其重要的需求，比如马航失事后，如果能出动10Ma的侦察机进行快速侦查，必可得到最新最真实的情报，在新的战争理念中，被发现就是被消灭，侦察机与其他飞机相比必将会有着更高的军事地位。
Ｏｃｔ．２０１０航天控制 ｖ。１．２８，Ｎ。．５ＡｅｒｏｓｐａｃｅＣｏｎｔｒ。１ 。９３?分数阶肼Ａ∥在高超声速飞行器 姿态控制中的应用展望 齐乃明秦昌茂宋志国 哈尔滨工业大学，哈尔滨１５０００１ 摘要高超声速飞行器的发展是一个必然的趋势，但是其具有强耦合、严重非 线性、大范围气动环境变化的特点，这对飞行器的姿态控制系统提出了更高的要 求。本文简述了现代控制及智能控制在姿态控制器中的应用，回顾了传统ＰＩＤ 及其改进控制技术，针对新的被控对象特点，介绍了分数阶Ｐ，１矿及其发展。由 于分数阶ＰＰＩＹ＂具有比传统ＰＩＤ更好的鲁棒性和控制性能，展望分数阶川１矿 控制在高超声速飞行器姿态控制中得到更广泛的应用。 关键词高超声速飞行器；姿态控制；传统ＰＩＤ；分数阶Ｐ，１矿 中图分类号：Ｖ４４８．２文献标识码：Ａ 文章编号：１００６．３２４２（２０１０）０５－００９３－０６ ＰｒｏｓｐｅｃｔｏｆＦｒａｃｔｉｏｎａｌ－ＯｒｄｅｒＰＩＡＤｐＣｏｎｔｒｏｌｌｅｒ ｆｏｒＨｙｐｅｒｓｏｎｉｃＭｉｓｓｉｌｅＡｔｔｉｔｕｄｅＣｏｎｔｒｏｌ ＱＩＮａｉｍｉｎｇＱＩＮＣｈａｎｇｍａｏＳＯＮＧＺｈｉｇｕｏ ＨａｒｂｉｎＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｈａｒｂｉｎ１５０００１，Ｃｈｉｎａ ＡｂｓｔｒａｃｔＴｈｅ ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｏｆｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｍｉｓｓｉｌｅｉｓａｎｉｎｅｖｉｔａｂｌｅｔｒｅｎｄ．Ｔｈｅｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔｏｆａｔｔｉｔｕｄｅｃｏｎｔｒｏｌｓ弘ｔｅｍｆｏｒａｅｒｏｃｒａｆｉｉｓｈｉｇｈｅｒｂｅｃａｕｓｅｔｈｅｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆａｓｔｒｏｎｇｃｏｕｐｌｉｎｇ，ｓｅｒｉｏｕｓｎｏｎｌｉｎｅａｒａｎｄｌａｒｇｅ—ｓｃａｌｅｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔａｌｐａｒａｍｅｔｅｒｓａｒｅｃｈａｎｇｅｄｉｎａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ．Ｉｎｔｈｉｓｐａｐｅｒ，ｔｈｅｍｏｄｅｒｎｃｏｎｔｒｏｌａｎｄｉｎｔｅｌｌｉ—ｇｅｎｔ ｃｏｎｔｒｏｌｔｈａｔａｐｐｌｉｅｄｔｏａｔｔｉｔｕｄｅｃｏｎｔｒｏｌａｒｅｂｒｉｅｆｅｄ，ａｎｄｃｌａｓｓｉｃａｌＰＩＤｃｏｎｔｒｏｌｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙａｎｄｉｔｓｉｍ—ｐｒｏｖｅｍｅｎｔａｒｅｒｅｖｉｅｗｅｄ．ｔｈｅｆｒａｃｔｉｏｎａｌｏｒｄｅｒＰＩ、Ｄ“ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒａｎｄｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｆｏｒｆｋｎｅｌｌ３ｏｂｊｅｃｔｆｅａｔｕｒｅｓａｒｅａｌｓｏｉｎｔｒｏｄｕｃｅｄ．Ａｓａｒｅｓｕｌｔ，ｆｒａｃｔｉｏｎａｌｏｒｄｅｒＰＩ、Ｄ“ｃｏｎｔｒｏｌｉｓｂｅｔｔｅｒｔｈａｎｃｌａｓｓｉｃａｌＰＩＤｃｏｎｔｒｏｌｉｎｒｏｂｕｓｔｎｅｓｓａｎｄｃｏｎｔｒｏｌｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ．Ｔｈｅｒｅｆｏｒｅ，ｆｋｆｒａｃｔｉｏｎａｌｏｒｄｅｒＰ１１Ｄ“ｃｏｎｔｒｏｌｗｉｌｌｂｅ埘池矽ｕｓｅｄｉｎｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｍｉｓｓｉｌｅａｔｔｉｔｕｄｅｃｏｎｔｒ０１． ＫｅｙｗｏｒｄｓＨｙｐｅｒｓｏｎｉｃｍｉｓｓｉｌｅ；Ａｔｔｉｔｕｄｅｃｏｎｔｒｏｌ；ＣｌａｓｓｉｃａｌＰＩＤｃｏｎｔｒｏｌ；ＦｒａｃｔｉｏｎａｌｏｒｄｅｒＰ１１Ｄ９ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒ 高超声速飞行器以美国的超一ｘ计划飞行器及通用航空飞行器（ＣＡＶ）［１３为代表，计划实施对全球的快速打击，俄罗斯、日本等国也在积极研制高超声速飞行器，而我国尚处于起步阶段。 高超声速飞行器的飞行速度和高度变化大，可全空域机动飞行但其大范围气动环境的变化引起系统参数变化范围大，各通道间耦合影响也变大，使其成为具有强耦合、严重非线性并带有不确 收稿日期：２００９－０７－２６ 作者简介：齐乃明（１９６２一），男，哈尔滨人，教授，博士生导师，主要研究方向为航天器飞行动力学控制与仿真；秦昌茂（１９８５一），男，江西人，博士，主要研究方向为高超声速飞行器制导与控制；宋志国（１９８７一），男，黑龙江人，硕士， 主要研究方向为高超声速飞行器制导与控制。
高超声速飞行器 一、国内外高超声速飞行器研制现状 高超声速飞行器技术是21世纪航空航天技术的新制高点，是航空史上继发明飞机、突破声障飞行之后第三个划时代的里程碑，同时也将开辟进入太空的新方式。高超声速飞行器技术的突破，将对国际战略格局、军事力量对比、科学技术和经济社会发展以及综合国力提升等产生重大和深远的影响。因此，世界主要国家一直把高超声速飞行器研制作为科技发展的最前沿阵地，从人力、物力、财力等各方面给予大力支持。自20世纪50年代末开始探索超声速燃烧冲压发动机技术以来，经过几十年的探索，美国、俄罗斯、法国、德国、日本、印度和澳大利亚等国在20世纪90年代初陆续取得了技术上的重大突破，并相继进行了地面试验和飞行试验。这表明高超声速技术从进行概念和原理探索的基础研究阶段，进入了以某种高超声速飞行器为应用背景的先期技术开发阶段。各国技术开发的主要应用目标近期为高超声速巡航导弹，中期为高超声速飞机，远期为吸气式推进的跨大气层飞行器、空天飞机。高超声速飞行器技术是21世纪航空航天技术的制高点，也是重要的军民两用技术。虽然目前仍存在不少技术难题，而且耗费巨大，但从世界各研制国目前的发展势头来看，以超燃冲压发动机为动力的高超声速巡航导弹有可能在2010年前后问世。预计到2025年，以超燃冲压发动机为动力的高超声速飞机和空天飞机也有可能投入使用，并将在军事、政治和经济等领域产生重大影响。 1 美国 1.1 Hyper2X计划 经过较长时间的研究和实践，美国在高超声速飞行器的设计研制方面积累了丰富的经验。作为试验性高超声速飞行研究计划，Hyper2X计划是对以往所做工作的一次检验。Hyper2X计划是美国国家航空航天局(NASA)近年来重点开展的高超声速技术研究计划，主要目的是研究并验证可用于高超声速飞机和可重复使用的天地往返系统的超燃冲压发动机技术，并验证高超声速飞行器的设计方法和试验手段。1997年1月，NASA与兰利研究中心、德莱顿飞行研究中心签订合同，Hyper2X计划正式启动。Hyper2X计划的试验飞行器代号为X243，根据演示验证的任务不同分为X243A、X243B、X243C和X243D，共4个型号。 1.1.1 X243A X243A技术由位于弗吉尼亚州汉普顿的NASA兰利研究中心和位于加利福尼亚州爱德华的NASA德莱顿飞行研究中心负责开发。其中机身和发动机由位于田纳西州塔拉荷马的ATKGASL公司(原微型飞行器公司)制造，位于加利福尼亚州亨亭顿的波音公司鬼怪工厂负责部分系统工程、热防护、操纵、导航和控制设计以及飞行控制软件、内部布局和结构设计。X243A的助推器是经过改装的飞马座运载火箭的第一级，该系统由位于亚利桑那州昌德勒的轨道科学公司提供X243A机身长3.66m，高660mm，翼展1.53m，质量1360kg，由采用液氢燃料的双模态超燃冲压发动机推进。1997年3月，NASA选定ATKGASL公司为飞行研究任务装配X243A无人驾驶研究飞行器。1997年12月，轨道科学公司对飞马座运载火箭成功进行了关键的设计审查。1998年，1台超燃冲压发动机作为第一部硬件交付NASA，随后这台发动机在兰利研究中心的2.44m八支点高温风洞中进行了一系列测试。1999年10月，第一架X243A交付德莱顿飞行研究中心。2000年，X243A在ATKGASL公司的
高超声速飞行器技术研究中心 来源：国防科技大学更新时间：2010-6-28 8:56:26 点击：11502次高超声速飞行器技术研究中心成立于2009年10月，中心下设高超声速飞行器总体技术研究室、高超声速推进技术研究室、燃气引射技术研究室、燃烧流动与传热研究室四个研究室。中心共有研究人员33名，具有高级专业技术职务的教师19名，具有博士学位的教师31名。高超声速推进技术团队2008年成为国家教育部“长江学者和创新团队发展计划”的创新团队。 近年来，依托“航空宇航推进理论与工程”国家重点学科和“飞行器设计”国家重点（培育）学科，结合流体力学、固体力学、材料学等相关学科，在保持火箭发动机研究特色与优势的基础上，在高超声速飞行器总体设计、超燃冲压发动机、地面模拟试验、超声速流动燃烧机理等方面研究取得了重大进展。2009年获得国家技术发明二等奖1项。 在国家、教育部以及军队相关计划的支持下，中心已建成占地120亩、建筑面积11000平方米的高超声速飞行器技术试验基地，拥有系列化的超燃冲压发动机直连式试验台和自由射流试验系统，配备了激光光谱燃烧流动诊断PLIF系统、Malven激光测粒仪、PDA粒子动态分析仪、高速纹影仪、PIV、CVI/CVD等先进观测设备和多机并行计算集群系统，为高超声速飞行器关键技术攻关和基础研究奠定了坚实基础。 中心承担了本科、硕士、博士学员的多门课程教学和基础研究条件建设任务。新建了基础研究试验大楼，建成了多个基础研究实验平台，并配备了先进试验仪器和测量设备。这些基础研究试验平台完全向学员开放，对于学员进行高水平论文研究、实验能力的培养以及综合素质的提高提供了有力的支撑和保障。 中心的主要研究方向有： ●飞行器总体技术 本研究方向重点开展高超声速飞行器总体一体化设计、飞行器布局优化设计及应用等方面的研究。 ●高超声速推进技术 本研究方向主要开展超燃冲压发动机、发动机地面试验与飞行试验技术、高超声速飞行器机体/推进系统一体化设计、超声速燃烧与流动机理等方面的研究。 ●燃气引射技术 本研究方向主要开展航空航天发动机高空模拟试验系统等方面的研究。 ●发动机燃烧、流动与传热机理研究
国家自然科学基金重点项目(编号:10632040) 本文2009-03-10收到,陈予恕、郭虎伦分别系哈尔滨工业大学院士、博士生,钟顺系天津大学航空航天研究院博士生 高超声速飞行器若干问题研究进展 陈予恕 郭虎伦 钟 顺 摘 要 介绍了国外高超声速飞行器的发展现状,并 总结了未来一段时期高超声速飞行器的发展方向和趋势。分析了高超声速飞行器的外形选择及其气动问题,发动机的选取与机体一体化问题和气动加热及防热问题。最后提出了未来高超声速飞行技术发展的几个方向。 关键词 高超声速飞行器 气动弹性 机体一体 化 气动加热 防热 引 言 高超声速飞行器是指飞行马赫数大于5.0的远程巡航飞行器,它综合了航空航天领域众多学科的新技术,代表了未来航空航天领域的研究发展方向,被认为是继隐身技术之后的又一重点技术领域。 按采用的动力装置不同,高超声速飞行器可分为火箭推进高超声速飞行器(Rocke-t Po w eredH yper -sonic Vehicle ,RP HV )和吸气式高超声速飞行器(A ir -B reath i n g H yperson ic V ehic l e ,AB HV )两类。早期的高超声速飞行器,如X-15和X-20,均以火箭发动机为动力,属于RPHV 。由于其性能不佳,后 续研究几乎没有开展。随着对超燃冲压发动机研究的深入,AB HV 成为各航空航天大国的发展重点。AB HV 包括吸气式运载器(A ir -Breath i n g Launch V e -h icle ,ABLV )和高超声速巡航飞行器(H yperson ic C r u ise V ehic le ,HCV )。ABLV 又称为空天飞机(A erospace Plane ),主要执行入轨任务,可分为单级入轨和多级入轨系统。H CV 主要指在大气层内飞行、执行巡航任务的飞行器,可用作高超声速飞机、战略攻击机和巡航导弹,均采用超燃冲压发动机作为动力系统。 高超声速飞行器具有以下优点[1] : 1)高超声速飞行可有效缩短对目标的反应时间,因此突防概率高; 2)射程相同时飞行时间短,目标位置变化小,故飞行器的抗干扰能力强,命中目标的概率高; 3)飞行器在高超声速飞行时动能大,若设计与亚声速飞行器相当破坏力的战斗部,高超声速飞行器战斗部的质量可以减轻,从而减小了飞行器的设计载荷; 4)射程远,如国外正在研究的高超声速导弹射程都在几百千米甚至几千千米以上。 1 高超声速飞行器国外发展现状 基于高超声速飞行器的上述优点,美、俄、法、德、日、印度等国都在进行这方面的研究,并制订了许多研制高超声速飞行器的计划[1-3] ,有些已经 做了大量的试验。 美国高超声速飞行器的研制在20世纪曾有过两次高潮:第一次是在20世纪60年代,当时研制了飞行器速度超过M a =6的X-15,但是由于使用 和经费上的困难以及技术上的难度,取消了该计划。而后对高超声速技术的研究一直处于小规模的水平。1986年,美国提出了国家空天飞机计划(NASP),当时人们称之为/高超声速技术复苏0,然而在1994年,由于在执行过程中遇到了技术、经费和管理上的一系列困难,对该计划进行了调整,但它却引发了一系列与高超声速飞行相关的研究计划。美国的高超声速技术研究重点围绕高超声速飞行器试验(H yper -X)计划、高超声速技术(H y Tech)计划和高超声速飞行(H yF l y )计划等技术验证计划
情报交流 本文2008 09 29收到,作者分别系中国航天科工集团第三研究院三一〇所工程师、助工、助工 国外吸气式高超声速飞行器发展现状 陈英硕 叶 蕾 苏鑫鑫 摘 要 以美国H yT ech 、H yF ly 、 X 51A 、猎鹰(FALCON )计划为重点,介绍了世界上几个主要的吸气式高超声速技术计划和飞行器研究情况,并对当前国外吸气式高超声速飞行器的发展现状进行了简要分析。 关键词 吸气式 高超声速 H yF ly X 51A FA LCON 引 言 高超声速飞行器是指在大气层内飞行速度达到M a =5以上的飞行器。自20世纪60年代以来,以火箭为动力的高超声速技术已广泛应用于各类导弹和空间飞行器,而目前世界各国正在积极发展另一类以吸气式发动机为动力的高超声速飞行器技术,它的航程更远、结构质量更轻、性能更优越。 实际上,吸气式高超声速技术的发展始于20世纪50年代,通过几十年的发展,美国、俄罗斯、法国、德国、日本、印度、澳大利亚等国自20世纪90年代以来已在高超声速技术方面陆续取得了重大进展,并相继进行了地面试验和飞行试验。高超声速技术实际上已经从概念和原理探索阶段进入了以高超声速巡航导 弹、高超声速飞机和空天飞机等为应用背景的先期技术开发阶段。 1 美国在高超声速技术领域独占鳌头 从1985年至1994年的10年间,美国国家空天飞机计划(NASP)大大推动了高超声速技术的发展。通过试验设备的大规模改造和一系列试验,仅美国NASA 兰利研究中心就进行了包括乘波体和超燃发动机试验在内的近3200次试验。通过这些试验掌握了M a <8的超燃发动机设计技术,并建立了数据库,从而为实际飞行器打下了牢固的技术基础。实际上,30多年来,兰利研究中心一直在进行这方面的研究,曾经在2.44m 高温风洞中研制和试验过22个发动机。在此基础上,美国于1996年开始,针对高超声速导弹、高超声速飞机和空天飞机的研制工作调整高超声速技术的研究目标,在发展和应用高超声速技术方面采取了更为稳妥的循序渐进策略,提出了更为现实的全方位的高超声速武器和先进航天器研制计划。NASA 和美国空军在2000年 12月达成协议,将联合进行高超声速技术的发展和验证。2001年,NASA 和美国国防部联合提出了国家航空航天倡议(NA I),重申了美国高超声速飞行器的发展战略:近期发展高超声速巡航导弹;中期重点发展全球到达的高超声速飞机;远期发展廉价、快速、可重复使用的航天运载器。 2001年6月到2004年11月,NAS A H yper X 计划的X 43A 进行了3次飞行试验,除第一次以失败告终外,第二次飞行试验实现了7倍声速飞行,第三次在大约33.5km 高度飞行时以M a =9.8(11270k m /h)的惊人速度载入世界飞行速度记录。X 43A 的成功飞行试验,验证了高超声速飞行器的设计概念、设计方法和地面试验结果。但2006年年初NASA 表示,将把航空领域的研究重点从之前的飞行演示验证重新转向基础研究和设计工具开发,同时,NASA 对其组织结构进行调整,将高超声速研究纳入基础航空部分。X 43高超声速研究小组的项目重点将进行基础性的技术研究而不是飞行试验。 下面就简要介绍一下美国开 25 飞航导弹 2008年第12期
高超声速飞行器乘波体构型及其设计 摘要：高超声速飞行器由于具有高空高速、巡航距离远以及突防能力强的特点而备受追捧，而乘波体构型正能满足这些要求。在欧拉方程的基础上，国际上提出了多种基于楔形流动和锥形流动的乘波体构造方法。此外，也提出了考虑如粘性效应等其他因素的优化方法。这些方法都将乘波体飞行器不断向工程应用推进。 关键词：乘波体附体激波自由流线追踪流线 1 引言 高超声速飞行器由于具有速度快、高度高、巡航距离远以及突防能力强的特点，近年来逐渐受到追捧。而相应的，为实现以上特点，对于其机体必须采用一种高升阻比和强机动性的气动外形。目前比较适合的气动外形有旋成体、翼身融合体、升力体和乘波体等[1]。 旋成体在Ma<1时升阻比较高，结构简单，但高马赫数飞行时机动性较差，比较适用于各种型号的导弹；翼身融合体机身机翼相融合，亦在Ma<1时升阻比较高，气动阻力小，内部容积大，但外形复杂，适用于超声速战斗机、战略轰炸机等；升力体没有机翼结构，Ma>1时升阻比都比较高，大迎角下和高超声速时有较好气动特性，内部体积利用率高，但外形复杂，比较适用于航天飞机和空天飞机等[2]。 而乘波体则是指一种外形是流线型，其所有的前缘都具有浮体激波的超声速或高超声速的飞行器。它的设计与常规的由外形决定流场再去求解的方法相反，而是先有流场，然后再推导出外形[3]。乘波体构型在高马赫数下具有更高升阻比，特别是对于Ma>5的高超声速飞行器。它具有以下四个显著的优点： （1）乘波体外形的最大优点是低阻、高升力、高升阻比，其上表面没有流场干扰，没有流线偏转，激波限制在外形的前缘,使得在可压区中下表面上的高压同向上倾斜的外形一起组合，获得整个外形上的推力分量。 （2）乘波体外形在偏离设计条件下，仍能保持有利的气动性能。 （3）乘波体外形更适合使用喷气发动机或冲压发动机。 （4）乘波体外形因为是用已知的可以得到精确解的流场设计而成，所以更易于进 行优化设计以寻求最优构型。目前，考虑粘性的最优乘波体的研究也已取得了较大进展[4]。 因此，乘波体布局的飞行器有着十分广阔的应用前景。既可用作高超音速吸气发动机、气动构形一体化飞行器、单级入轨飞行器，双级入轨飞行器的第一级, 也可用作能够穿越大气层的可重复使用的高超音速飞行器。乘波飞行器还可作为高超音速导弹，在大气层内作低空高速飞行，用于低空突防。此外，乘波飞行器可作为高超音速侦察机或略巡航飞机。在民用面，乘波飞行器可设计成一种洲际高超音速客机，主要飞行段的巡航速度可达M5、M 6，甚至更高，4h可绕地球一圈[5]。 2 乘波体构型的生成 2.1 源于楔形流动的Λ型乘波体构型 1959年，Nonweiler[6]提出了由已知得流场构造三维高超音速飞行器的观点。Nonweiler 选择平面斜激波后的流场来生成有∧型横截面和三角翼平面的构型。Λ乘波构型的生成过程如下[7]： （1）假定有一角度为δ的尖劈，置于超声速马赫数M ，攻角α=0的气流中，产生的流场就是源流场：激波前为自由流，激波为平面激波，激波角为β，激波后的流场有精
高超声速空天飞行器研究现状 摘要 高超声速飞行器一般是指飞行马赫数大于5且能够在大气层和跨大气层中实现远程飞行的飞行器。这种飞行器在高度和速度上都具有相当大的优势，在军民领域具有巨大的应用潜力。高超声速飞行器是21世纪航空航天技术新的制高点，是航空史上继发明飞机、突破声障飞行之后第三个划时代的里程碑，同时也将开辟人类进入太空的新方式。本文首先阐述了高超声速空天飞行器的概念，强调了其主要的军事用途。其次，分析了空天飞行器的主要气动布局形式和特点。最后，对国外航空航天大国的空天飞行器相关发展情况进行了综述，包括美国、俄罗斯、澳大利亚和法国等国家。 1. 引言 未来的高超声速飞行器能够在2个小时之内到达地球任何地方，能够像普通的飞机一样水平起飞水平降落，并以廉价的成本完成天地往返的运输任务，从而可在空间控制和空间作战中发挥重要的作用，而这些要求的实现从根本上都取决于高超声速飞行器技术的发展。高超声速飞行器所具有的全球实时侦查、快速部署和远程精确打击能力，将改变未来战争的作战样式，对国家安全产生战略性的影响。高超声速飞行器还具有显著的军民两用性，能为民用运输和航天运载等领域提供全新的途径，进而对社会进步及国民经济产生带动作用。 2. 空天飞行器 随着现代科学技术的进步和未来战场的不断拓展，世界各国正在逐步把航空和航天飞行器朝着有机结合成一体的方向推进。空天飞行器是指既能够进入太空飞行，又能较长时间在大气层内飞行的一种飞行器。空天飞机是在航空和航天技术相结合方面的初步尝试，可实现航天运载系统的部分重复使用、提高操作效率和大幅度降低航天运输费用的目的，同时更具有广阔的军事运用前景。虽然目前单级入轨或多级入轨的空天飞机还处于探索研究阶段，但它可望成为世纪最先进、最经济有效的航天运载工具，代表了今后数十年内航天运载技术的发展方向，并且将成为未来控制空间、争夺制天权的关键武器装备之一。 空天飞行器的飞行过程可分成三段：一是发射上升段，二是轨道飞行段，三是再入返回段。对于发射上升段，从目前和未来相当长一段时间的技术水平来看,比较可行的方式还是依靠液体火箭或固体火箭。空天飞行器只是作为火箭的“乘
超高声速飞行器 摘要：高超声速飞行器一般是指飞行速度超过5倍音速的飞机、导弹、炮弹之类的有翼或无翼飞行器,具有较高的突防成功率和侦查效能,能大大扩展战场空间。高超声速飞行器潜在的巨大军事和经济价值使得当前世界各军事大国纷纷投巨资到该领域,成为21世纪世界航空航天事业发展的一个主要方向。近年来,各军事大国在推进技术、结构材料、空气动力和飞行控制等关键技术研究方面积累了丰富经验,对高超声速飞行器未来的发展奠定了基础。 关键字：超高声速、飞行器、推进技术。 一、飞行器的发展历程 人类向往飞行的理想几乎伴随这整个人类的历史。最初，人们受到鸟类的启发而使用人造翅膀，但是发现这并不现实。人类的身体对于人造翅膀而言过于的沉重。并且在探索的早期人类并不了解鸟类飞行的空气动力学原理。 经过一系列的探索，到了18世纪后期，人类发明了热气球。1783年热气球首次载人升空。随后出现了飞艇。相比于热气球，带有推进装置、载重更大的飞艇更具实用性。 飞艇的出现并未宣告飞行器的发展并未就此停歇。人类还是研制机动性更好的飞行器。1903年，由莱特兄弟制造的人类第一架飞机——飞行者1号，并成功升空。莱特兄弟总共制造了三架“飞行者”号飞机。“飞行者”三号是其中最成功的一架，其飞行成绩为38分钟
飞行38.6km。“飞行者”三号飞机的成功宣布飞机终于具有了实用性。至此人类迎来的飞机时代。 自飞行者之后活塞式螺旋桨飞机得到了极大的发展，飞行时速不断地提高。但是螺旋桨式飞机存在着速度上限。当螺旋桨尖端线速度接近声速时，空气会被极具压缩，而这部分压缩空气来不及散开，在桨端形成一个巨大的阻力，称为激波阻力。此时桨端的空气将粘滞在桨叶表面，使螺旋桨的效率降低。这便是螺旋桨飞机不能飞得更快的原因。 为了克服螺旋桨飞机的这一速度上限，人们研制了喷气发动机。喷气发动机构造不同于活塞式螺旋桨，因此飞机可以飞得更快。随着发动机性能的提升以及飞行器气动外形的升级，飞机的速度已经能达到2马赫。性能与早期的飞机相比，现在的飞机已经将其远远的抛在了身后。 随着新的技术、新材料的不断应用，人造飞行器的性能还在不断的提升。 二、高超声速飞行器技术难点 在高超声速飞行器的研制过程中遇到许多困难，主要是飞行器的动力系统以及热防护等方面。这些方面直接关系到飞行器的性能和安全。 1、动力系统 1)喷气式发动机 战斗机动力装置的设计，总是追求更高的推重比；大型飞机自重
国外高超声速飞行器的发展及关键技术 高超声速一般是指流动或飞行的速度超过5倍声速，即马赫数（Ma）大于或等于5。自20世纪60年代以来，以火箭为动力的高超声速技术已广泛应用于各类导弹和空间飞行器，而目前世界各国正在积极发展另一类以吸气式发动机为动力的高超声速飞行器技术。吸气式高超声速飞行器飞行时不需要像火箭那样自身携带氧化剂，可以直接从大气中吸取氧气，因而它的航程更远、结构重量更轻、性能更优越。实际上，吸气式高超声速技术的发展始于20世纪50年代，通过几十年的发展，美国、俄罗斯、法国、德国、日本、印度、澳大利亚等国自20世纪90年代以来已在高超声速技术方面陆续取得了重大进展，并相续进行了地面试验和飞行试验。高超声速技术已经从概念和原理探索阶段进入了以高超声速巡航导弹、高超声速飞机、跨大气层飞行器和空天飞机为应用背景的先期技术开发阶段。 一、国外高超声速飞行器的发展 1.美国 美国自20世纪50年代开始研究吸气式高超声速技术。20世纪80年代中期，美国实施了采用吸气式推进、单级入轨（马赫数25）的国家空天飞机计划（NASP），由于在技术、经费和管理方面遇到了一系列的困难，NASP计划于1995年停止。尽管如此，NASP计划仍然大大推动了美国高超声速技术的发展，仅美国航空航天局（NASA）兰利研究中心就进行了包括乘波外形一体化和超燃冲压发动机试验在内的近3200次试验。通过这些试验，美国已经基本上掌握了马赫数小于8的超燃冲压发动机设计技术，并建立了大规模的数据库，从而为实际飞行器的工程设计打下了牢固的技术基础。从1996年开始，美国对高超声速飞行器技术的发展进行了调整，确立了分阶段逐步发展的思路，降低了近期的发展目标。 目前，美国正在全方位发展高超声速飞行器技术，主要目标是研制马赫数小于8的高超声速巡航导弹（包括海军的高速打击导弹、空军的高超声速巡航导弹和国防高级研究计划局的“可负担得起的快速反应导弹”），同时实施以高超声速飞机为应用背景的高超声速飞行试验计划（Hyper一X）。此外，美国还正在开展高超声速轰炸机和单级入轨的吸气式航天运载器的研究。 2.俄罗斯 俄罗斯在高超声速技术领域仍处于世界领先地位。俄罗斯有多家机构长期致力于高超声速技术基础理论研究，在亚／超燃冲压发动机、C／H燃料、耐高温材料、CFD技术及一体化设计技术等方面取得了重大突破，并且已经进入了高超声速技术飞行验证阶段，1991~1998年，俄罗斯曾进行过5次轴对称超燃冲压发动机的验证性飞行试验，最大飞行速度达到6.5马赫，由于轴对称亚／超燃冲压发动机在工程应用上会带来较多问题，为了研究更接近于实际的飞行器布局，俄罗斯研制了先进的“彩虹”（RADUGA）高超声速试验飞行器（即D一2飞行器），其设计飞行速度为2.5～6马赫，飞行高度为15～30km。此外，俄罗斯还正在研制IGLA高超声速试验飞行器，飞行速度为6～14马赫，全长7.9m，翼展3.6m。氢燃料超燃冲压发动机由3个模块组成，总长1.9m，质量为200kg。IGLA飞行器已做了大量的地面试验和风洞吹风试验，但尚未进行飞行试验。 3.法国 自20世纪60年代以来，法国从未间断过高超声速技术研究。1992年，在国防部等单位领导下，法国制定了国家高超声速研究与技术（PREPHA）计划。PREPHA计划历时6年，最后研制了Chamois超燃冲压发动机，并在6马赫的速度下进行了反复试验。此外，法国还研制了另一种超燃冲压发动机，并于1999年成功地进行速度为7.5马赫的地面试验。目前，法国正在实施的高超声速技术发展计划主要有两个，即高超声速技术综合演示与超燃冲压发动机计划和Promethee空射型高超声速巡航导弹计划。前者是法国宇航公司与俄罗斯合作的研究计划，目的是研制一个高超声速技术综合演示器（Edith）和1台速度可达12马
高超声速飞行器的关键技术 以超燃冲压发动机为动力的高超声速飞行器研制面临一系列技术上的难题. 美国(包括俄罗斯等国家) 为此付出了近半个世纪的艰苦努力, 制定了多个不断变化的发展计划, 几经起伏, 最终探索出一条比较实际的、循序发展的道路. 发展高科技工程必须要有基础研究的积累, 在关键技术问题上取得突破, 否则, 可能导致失败的后果. 当前应当抓紧进行的主要研究和关键技术攻关工作包括: (1) 高温气体动力学 高温真实气体效应是高超声速飞行器研制中必须考虑的一个重要问题. 对于高温气体非平衡流动问题, 已进行了大量的研究. 对高温气流中化学反应速率的知识不足, 特别是在振动自由度激发、分子离解、表面化学反应等各种因素耦合在一起的情况下, 更是知之甚少. 目前存在的主要问题是: 高温气体热力学特性和化学反应速率常数以及化学反应模型的选取, 还有一定的不确定性，这将导致头部激波脱体距离、物面边界层速度剖面、密度剖面和物面热流等重要参数预示上的偏差. 美国人在总结X-43A 经验时曾提出要重点研究高超声速对下列问题的影响: 边界层从层流转变为湍流的转捩问题, 湍流边界层的流动和剪切层的流动, 激波与边界层之间的相互作用, 燃料喷注入气流、燃料与空气的混合、燃料与空气之间的化学反应, 机身与推进系统一体化设计的飞行器性能和可运行范围. 对于上述这些问题的研究, 都应当充分利用和发挥现代光学诊断技术和高速数值计算技术所具有的优势. 地面模拟试验设施. 目前在美国仅仅存在为数不多的几个可用于高超音速飞行研究的高焓试验设施, 而且这些设施在试验范围上还都受到种种限制. 各类脉冲型风洞的最高焓值范围可以高达对应马赫数20 的飞行速度, 但都是短持续时间(1?10 ms) 的试验设施. 试验时间可以相对较长的一些设施, 都是污浊(不清洁) 空气的风洞, 在这些风洞的自由气流内含有燃烧产物, 而且它们的最高焓值范围仅限于对应马赫数8 以下的飞行速度. 与高焓值状态相伴随出现的一些新的流动变量, 例如分子振动自由度的激发、各种分子和离子的浓度等, 都可以用现代光学诊断技术进行测量,但目前这些技术仅仅在极有限的情况下, 在高焓值的地面试验设施上得到应用. 能够提供更长试验时间(即从几毫秒提高到几秒量级) 的高焓地面试验设施和能够提供更高诊断能力的地面试验设施都是必不可少的. 为了能够满足高超音速飞行系统研制开发所提出的要求, 可能还需要建设新的地面试验设施. (2) 超燃基础和新概念推进研究 在能够促使吸气式高超音速飞行实现的各种关键技术中, 推进技术占据首要的位置. 对于超燃冲压发动机的研制来说, 存在着许多具有挑战性的技术难题, 包括: 在整个宽广的运行速度范围内(特别是在马赫数超过8 的情况下) 超燃冲压发动机内部流动, 燃烧稳定性与过程优化, 地面试验和精细流场诊断、飞行试验以及数字模拟技术;质量轻、耐高温的发动机材料和有效的热管理技术; 研究新的发动机技术, 以及验证飞行速度大于马赫数8 情况下的发动机性能; 研究发动机/飞行器一体化设计方法(包括进气道/发动机/ 尾喷管组合; 综合气动力与防热一体化; 高升阻比与操稳特性的协调; 气动特性与结构完整性设计; 气动外形与有效载荷容积要求; 多学科多目标(multidis-ciplinary design optimization, MDO) 总体优化等. ),实现可实际运行的、具有高性能的一体化设计的飞行器方案; 如何从低速推进模式转变成高速推进模式的问题, 特别是在采用可变几何形状的发动机的情况下, 如何实现工况转换的问题. 1991 年?1998 年间, 俄罗斯分别与法国, 美国,德国等合作进行了超燃冲压发动机的验证性飞行实验. 提出了一系列关键问题. 从美俄的经验教训来看, 这些基础性的问题不解决, 超燃发动机的研制是不会取得成功的, 因此在这方面还需下很大功夫. 各种组合式和新概念动力装置研究. 现有的动力装置, 不论是火箭或超燃冲压发动机, 对于在40?70km 高度, 持续、机动飞行的高超声速飞行器都是不理想的. 要积极探索各种组合式和新型动力装置(如: 脉冲爆轰驱动、激光/等离子推进、核动力推进等) 研究其作用原和实用化问题在这方面如能取得突破, 将为未来自主创新和跨越发展争取到主动. (3) 新型防热、隔热原理、材料与结构 现有飞行器热防护系统大都是针对战略弹头的, 特点是: 简单外形、短时间、很高的加热率.采用的主要办法是烧蚀热防护．新一代空天飞行器热防护问题具有不同的特点: 复杂的升力体外形、中低热流和长时间加热. 为了获得良好的气 动特性, 一般需采用保持飞行器外形不变的非烧蚀热防护技术, 还要解决长时间持续飞行的内部隔热问题. 已经建立的宏观热防护理论已不能满足要求, 要发展新的热流预示方法; 非烧蚀热防护技术; 防热结构的一体化设计技术; 结构在力／热 综合作用下的动态响应特性和破坏机制等. 各种防热、隔热原理, 包括: 被动式(热沉、隔热、表面辐射)、半被动式(热管传导+ 辐射) 和主动式(发汗、冷却膜、冷气流对流), 都是值得深入探讨的问题. 在发动机防热材料技术方面焦点集中在: 采用主动式冷却方式的燃烧室壁板材料, 以及超低温推进剂贮箱的材料. 需要更加坚固耐用的被动