高超声速飞行器动力学建模Dynamic model of hypersonic vehicle
学科专业：一般力学与力学基础
研究生：霍俊焱
指导教师：吴志强教授
天津大学机械工程学院
二零零九年六月
独创性声明
本人声明所呈交的学位论文是本人在导师指导下进行的研究工作和取得的研究成果，除了文中特别加以标注和致谢之处外，论文中不包含其他人已经发表或撰写过的研究成果，也不包含为获得天津大学或其他教育机构的学位或证书而使用过的材料。与我一同工作的同志对本研究所做的任何贡献均已在论文中作了明确的说明并表示了谢意。
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学位论文作者签名：导师签名：
签字日期：年月日签字日期：年月日
摘 要
高超声速飞行器一般是指飞行马赫数大于5, 在大气层和跨大气层中实现高超声速飞行的飞行器。高超声速飞行器有着广阔的应用背景,可以帮助人们实现经济、高效的太空开发和利用。在20世纪八九十年代已对这种类型的飞机作了不少研究工作，然而要实现人们期望的高超声速飞行，还有许多问题必须解决。高超声速飞行器由于其飞行任务和结构设计上的要求, 出现了很多常规飞行器从未考虑的问题，如吸气式高超声速推进技术，高超声速气动弹性力学等。就目前文献来看，在气动弹性力学的研究方面，大部分文献在计算高超声速飞行器受力的时都把飞行器简化成刚性体，这种简化方法忽略了气动力和机身弹性之间的耦合作用，当机身变形较大的时候解会发生失真，部分文献在计算飞行器受力的时考虑了机身变形，但是在考虑机身变形时只考虑了线弹性小变形，本文考虑到飞行器细长的几何特征，在高速飞行的时候机身很可能会出现大变形，将飞行器建模成两段悬臂梁，并考虑了由于梁的横向振动致使其中性面非线性伸长产生的应变与位移的非线性关系，建立了梁横向振动的非线性方程，用非线性模态的方法对粱振动方程进行分析，得出了梁振动的非线性模态，并比较了线性模态与非线性模态，定性说明了非线性模态相对于线性模态的精确性，继而运用非线性模态和活塞理论在考虑扰动的情况下对飞行器进行了分析，得出了非线性变形下飞行器受力的表达式。最后用拉格朗日方程建立了柔性飞行器的动力学模型，为进一步对高超声速飞行器进行稳定性和操纵性分析奠定了基础。
关键词：高超声速飞行器 非线性模态 活塞理论 非线性梁
ABSTRACT
Hypersonic vehicle generally refers to the flight which speed is more than Mach 5, flying in the atmosphere and across the atmosphere.Hypersonic vehicle has a broad applied prospects, it could help to achieve economic and efficient development of space.A lot of work has made on the research of hypersonic vehicle, but there are also a lot of issues to be resolved to ensure the flight flying as our expectation. Because of its mission and design requirements，the issues such as Air-breathing hypersonic propulsion technology, hypersonic aero-elasticity and so on has never been taken into account in the design of conventional aircraft. Point of view on the current literature in the study of aero-elasticity, hypersonic vehicle is simplified to a rigid in the calculation of vehicle force. This simplified approach ignores the coupling between the elastic and aerodynamic body,the distortion will occur when the body experience large deformation. Part of the literature only take into account the linear deformation in the calculation of the force aircraft. In this paper considered that the geometric characteristics of slender aircraft will lead large deformation, the vehicle is modeled as two nonlinear cantilevers jointed at the centroid of hypersonic vehicle and the nonlinear equations are established. Then series of analysis is made on the nonlinear equations and nonlinear modes are obtained. And then the comparisons are made between linear mode and nonlinear mode, and the expressions of the force acted on the hypersonic vehicle are derived. Finally kinetic equations are deduced which lay the foundation for the analysis of the stability and control of the hypersonic vehicle.
KEY WORDS：Hypersonic vehicle, Nonlinear mode, Piston theory, Nonlinear beam
目 录
第一章绪论 (1)
1.1高超声速飞行器的研究背景 (1)
1.2高超声速飞行器研究现状 (2)
1.2.1高超声速飞行器在发动机及构型方面的研究现状 (2)
1.2.2高超声速飞行器在气动弹性力学方面的研究现状 (4)
1. 3本文主要工作 (5)
第二章刚性高超声速飞行器受力分析 (7)
2.1活塞理论简介及飞行器几何 (7)
2.2飞行器表面的压力分布和力 (9)
2.3本章小结 (26)
第三章柔性高超声速飞行器受力分析 (27)
3.1非线性模态的研究发展概况 (27)
3.1.1 连续系统非线性模态的构造 (28)
3.1.2 非线性梁模型 (29)
3.2 高超声速飞行器柔性变形模型及其非线性模态法分析 (32)
3.3 非线性模态下气动力的计算 (41)
3.4 本章小结 (43)
第四章柔性高超声速飞行器动力学模型 (44)
4.1 能量表达式的推导 (44)
4.2 柔性飞行器动力学方程的推导 (49)
4.3本章小结 (52)
第五章总结与展望 (53)
5.1总结 (53)
5.2展望 (53)
参考文献 (54)
附录 (57)
发表论文和科研情况说明 (65)
致谢 (66)
第一章 绪论
1.1高超声速飞行器的研究背景
多少年来,飞向太空，飞得更高，飞得更快，一直是人类孜孜以求的梦想。然而人类真正的飞行史仅有百年。有清楚文字记载的人类首次飞行在1903年12月17日，美国莱特兄弟的飞机试飞成功，其飞行速度为56千米/时，飞行距离36.6米，飞行时间12秒。这个简单的飞行器开创了人类飞行的新纪元。在二次大战期间，由于受到战争需求的强烈驱动，飞机的飞行速度迅速提高，当时战斗机的飞行速度已高达640千米/时，飞行高度9千米。从1947年10月14日美国由火箭推动的X-1飞行器实现了超声速飞行，飞行速度为1127千米/时（马赫数1.06）、飞行高度1.3千米，到20世纪六七十年代超声速战斗机飞行速度达2200千米/时（马赫数2.11）、飞行高度19千米，在不到20年的时间里，人们克服“声障”，实现了从亚声速到超声速飞行的跨越。
马赫数5以上最早的高超声速飞行是由美国的X-15飞行器在七十年代实现的，其飞行速度为7297千米/时、飞行高度30.5千米。它是一种由火箭驱动的实验性飞行器，具有可在大气层内外飞行的能力。它先由波音公司的B-52轰炸机带到12千米高空投放，然后开始自主飞行。这种飞行器已具有一些超声速飞行器所没有的高超声速飞行器的特色，它不再以翼型理论作为主要设计基础而应用了升力体的新概念，采用了镍质合金的热防护结构以克服高超声速流动特有的气动热问题。在X-15的头部附近还增设有射流孔可用于飞行姿态控制，而传统飞行器的姿态控制都是由舵翼来实现的。更高的飞行速度是由航天飞机实现的。美国的航天飞机从360千米地球近地轨道再入大气层时，其飞行速度可高达马赫数25。如果以地面声速作度量，这个速度可换算为30600千米/时。尽管已经初步实现了高超声速飞行，但是真正的高超声速飞行时代尚在人们的期待之中。美国气体动力学家安德森在他最近的一本计算流体力学的教科书中写道：“21世纪早期，在世界的某一主要机场，一架漂亮的流线型飞机滑向跑道，加速起飞，迅速爬升，几分钟之后，就在大气层内达到了高超声速，很快地消失在人们的视线之外。这时它的超声速燃烧推进系统继续提供足够的推力，使其飞行速度高达8000千米/时，顺利地进入地球近地轨道。” 他强调这不是科学幻想，未来的高超声速飞行器将在新世纪的早期成为现实。依据飞行器飞行速度的增长趋势，
纵观航空航天百年发展史，这种对高超声速飞行器的推测是合理的。高超声速飞行器的应用背景是显而易见的：作为运输客机，它可以在两个小时之内由北京飞抵纽约，实现环球旅行的早出晚归；作为跨大气层的空天运输器，它可以帮助人们实现经济、高效的太空开发和利用。高超声速飞行器也是空天做战必须的武器,以其高超的特性实施突防,使敌方难以做出有效的反应,而急速精确地打击目标,同时发射平台还无需进入危险区域,大大提高自身的生存力,显然其做战效能是非常高的。高超声速飞机采用超音速燃烧式冲压发动机，它可以吸入空气中的氧气作为一种补充动力，这样不仅能为飞机提供强大的动力，而且极大地减轻了飞行的燃烧载荷，目前这项技术还应用于高超音速导弹的研制。高超声速技术不仅限于军方和高科技的研究开发，美、英、日等国也把它推向民用，空天飞机将使太空旅游成为可能。空天飞机可在复杂的气象条件下全天候飞行，可作为人造地球卫星进入近地轨道及向轨道站运送物品的运载器。
1.2高超声速飞行器研究现状
在20世纪八九十年代已对这种类型的飞行器做了不少研究工作，新时代的曙光似乎已隐约可见，但是在实现制造高超音速飞行器和空天飞机的过程中，气动弹性力学、结构材料、动力装置的制造及其布置和一些组件的研制方面遇到了一系列难题。
1.2.1高超声速飞行器在发动机及构型方面的研究现状
当你乘飞机旅行时，透过窗口你可能会观察到有灰白色的云雾高速流入飞机巨大的涡轮喷气发动机里。在飞机这样一个坐标系上，可以更进一步地描述飞机发动机的工作过程：气流高速流入发动机进气道，速度降低压力增高；由压气机进一步提高空气的压力，然后将其送入燃烧室并和喷入的燃料混合燃烧，燃烧后的高压高温气体由发动机尾喷管加速喷出产生推力。这是涡轮喷气发动机的工作原理，适应亚声速和超声速的飞行工况。但对于高超声速飞行器，这种发动机就不再适用了，其主要原因是气流由高超声速滞止到亚声速带来的进气损失可引起发动机性能的急剧下降。气流滞止还会导致气体温度过高，超过燃烧室的极限载荷。另外，高温引起的气体解离亦消耗很大一部分化学反应热。为了解决上述问题，人们提出一种超燃冲压喷气发动机(scramjet)。这种发动机利用由飞行器头部诱导的斜激波和飞行器前体适当压缩来流气体，使其速度降低，温度升高，但到达燃烧室后仍为超声速流动。这种新概念发动机成功地避免了气流温度过高的
问题，但也带来了另一科研难题即超声速燃烧。
高超声速飞行器与传统的超声速飞行器有着明显不同的构型，这种差别是由高超声速流动的特点引起的[1]。影响高超声速飞行器构型的气动物理现象主要有两个，一是高温气体的热传导，二是非常贴近飞行器表面的弓形激波。2003年1月美国哥伦比亚号航天飞机返回地面时在空中解体，就是由于高超声速气流的热传导作用在飞机左侧机翼前端隔热层破损处所引起的。类似美国航天飞机的飞行器再入大气层时，激波层的气体温度可达六七千度。而类似阿波罗（Apollo）登月舱一类的飞行器再入大气层时则要经受上万度的高温。联想到太阳表面的温度也仅有五六千度，解决高超声速流动热传导引起的问题的难度之大就可想而知了。由于超声速飞行器尖而薄的机翼会在高超声速飞行中被迅速破坏，所以，高超声速飞行器一般采用航天飞机那样的大钝体结构和类似X-43A高超声速飞行器那样的滑雪板结构。美国1950—1960年在这方面走过一段弯路，其早期高超声速飞行器的构型曾沿用超声速飞行器的成熟技术。现代高超声速飞行器构型应用一种建立在薄激波层理论上的乘波器和升力体的概念。其基本思想是使高超声速飞行器以一定攻角飞行，飞行器下表面的激波层将比上表面薄一些，这样激波在下表面产生的压力会比上表面大一些，从而由这种压力差产生升力。整个飞行器犹如浮在激波上一样，就像海上的一个冲浪者。此外，再考虑到机体和发动机的一体化设计，把整个飞行器下表面作为升力面，即飞行器构型设计的升力体概念。这种设计结构避免了温度的尖端效应，在某种程度上缓和了热防护问题，也体现了高超声速飞行器构型的另一个原则，即机身和发动机的一体化设计。飞行速度由超声速到高超声速的量变，引起了飞行器设计概念的质变，给空气动力学研究者留下许多想象的空间和值得探索的问题。
高超声速流动的高温特点极大地限制了地面实验设备的模拟能力。即使目前最先进的高焓设备也仅能在毫秒量级的实验时间里，模拟有限的一些飞行工况。这就决定了高超声速飞行器气动特性及其推进系统性能的研究必须由大量的数值计算来解决。然而，高温特点带来的空气分子的振动激发、解离、电离、辐射等内态变化，导致了高温气流介质特性变化。这种高温反应介质的平衡与非平衡流动要求建立更合理的高温气动物理模型，而且，高温介质与飞行器构型材料的相互作用与热传导也是计算流体力学的一大难题。目前，计算结果与实验数据的差别使得高超声速飞行器气动力和气动热的研究处于非常困难的境地，制约着高超声速飞行器的研究与发展。要摆脱这种制约，就要不断地完善高温气动物理模型，改进高超声速反应流的计算方法，提高飞行器气动特性和推进系统性能的预测精度。只有把数值模拟技术和实验模拟与飞行试验结合在一起，才能提供对高超声速飞行器所有可能工况的合理预测。可以断言，数值模拟技术在高超声速飞
行器研究中的作用是极其重要的,也是其它技术难以替代的，它可以和实验模拟与飞行试验相辅相成，有力地推动高超声速飞行器的研究与发展。高超声速飞行器的研究不仅能推动气体动力学的创新和发展，也将有力地促进相关学科的交叉与融合。例如,推进技术的研究要求气体动力学、热力学、燃烧学、激波动力学和材料力学方面的综合；高超声速飞行器构型设计需要流体力学、仿生学和结构力学的融合；飞行器姿态的主动控制涉及到智能材料、控制理论和信息科学的交叉应用；数值模拟也将计算力学、气体物理学、化学反应动力学和材料科学融合在一起,导致多尺度、跨层次、大规模复杂流动的数值计算。
1.2.2高超声速飞行器在气动弹性力学方面的研究现状
随着人类探索宇宙，超越极限的步伐加快，空天飞机等新概念飞行器的出现，高超音速气动弹性问题急待解决[2-4]。飞机设计者首先针对飞机展开了气动弹性力学的研究，接着在各种民用工业中(如高层建筑、桥梁、船舶等行业)，气动弹性问题也引起了高度重视。气动弹性力学是研究弹性体在流体中运动时由于弹性力、惯性力和气动力之间的相互耦合作用及这种作用对飞行器设计影响的一门边缘学科，因此气动弹性分析不仅需要诸如弹性力学、流体力学、动力学等领域的知识，还要将这些知识综合起来，而这一综合过程常常大大增加了问题的复杂性和工作量。由于高超音速飞行器常是钝头前缘，并伴随大攻角飞行，气动力的非线性现象严重，即使在小攻角下飞行，气动力也是非线性的，这些气动力非线性为气动弹性的分析带来了很大困难，伴随着高超音速飞行器的高温效应必然会改变原有的结构模态和刚度，可能会降低原有系统的气动弹性稳定性，大大增加了气动弹性研究的难度。国内外的型号设计中常常遇到各种气动弹性问题的困扰：二战中德国的V-2火箭遇到颤振而导致结构破坏；我国“飞豹”飞机的研制过程中也曾遇到方向舵的颤振。
高超声速飞行器，发射降落过程经历爬升、巡航、下降、降落等多种飞行模式，导致飞行过程中环境变化剧烈（包括气流、温度、湿度、高度的剧烈变化），各种环境因素对飞行器动力学有显著的影响，例如由于温度的剧烈变化需要考虑材料力学性能的非线性；气流激振会使整个结构的高阶模态参与运动，会引起飞行器的非线性振动，影响运行姿态。由于超燃发动机与机体整合为一体，使得结构弹性振动与机体燃烧动力学强烈耦合，呈现强时变性。总之，高超声速飞行器动力学呈现明显的三强特征（包括强非线性、强时变性、强耦合性），给天地一致的动力学建模带来挑战。这就需要对使飞行器安全可靠、合理有效的动力学建模进行深入的理论和试验研究，也是进一步研究飞行与姿态控制系统、导航与制导系统设计的前提和基础。另外高超声速飞行器飞行动力学、姿态动力学以及机
体结构振动耦合非线性动力学模型，属于典型的高维非线性系统，若利用现有的控制理论直接在此基础进行控制器设计将无法得到有用、可靠的控制系统。另一方面高维非线性系统的大部分动力学行为，往往取决于系统低维流形上的动力学，因此需要发展适于高超声速飞行器的特点的降维简化方法，结合控制器设计要求和多物理场因素对动力学影响程度的分析，得到有效的包含本质非线性因素的低维简化机理模型，从而得到更一般的结果。所以有必要建立起飞行器的非线性模型，对其进行分析研究。
从国外已有的文献来看，已对高超声速飞行器进行了大量的研究，但由于高超音速气动弹性系统本身的复杂性，很多技术尚不成熟，还处于攻关阶段。David B.Doman等人对高超声速飞行器进行了一系列的研究[5-6]，用活塞理论对飞行器表面受力进行了分析，讨论了机身柔性变形、控制面受力等方面对飞行器性能的影响，但是没有考虑到机身非线性大变形所带来的影响。Schmidt. D等人对高超声速飞行器的反馈控制和传感器的摆放位置问题进行了研究[7]，得出了反馈控制率和传感器摆放的最佳位置。
国内关于高超声速飞行器的研究也是越来越多，北京航空航天大学吴森堂，许仁牛等研究了高超声速飞行器的非线性随机控制方法[12]，提高了系统状态的估计精度，西北工业大学叶正寅教授对热环境下气动弹性问题进行了一系列的研究[8-10]，讨论了操纵面机构等对气动力的影响。朱亮，姜长生，方炜研究了空天飞行器超声速和高超声速飞行条件下六自由度仿真模型[11],该模型包含了完整的六自由度动力学方程和运动方程。所得结果可以用于未来高超声速飞行器或新一代单级入轨运载器轨迹优化、姿态控制等问题的概念设计和仿真研究。
1.3本文主要工作
本论文通过了解国内外在高超音速气动弹性研究进展，分析了各种方法的特点，基于活塞理论和非线性模态理论对考虑机身大变形的飞行器进行了建模，主要工作粗略地可以分为以下几个部分：
在第一章中，介绍高超声速飞行器的研究背景、现状及意义，着重介绍在气动弹性力学方面国内外的一些研究成果。
在第二章中，基于活塞理论，在不考虑机身弹性情况下对高超声速飞行器受力进行分析，给出了刚性飞行器所受力的表达式。
在第三章中，基于活塞理论和非线性模态理论，在考虑机身弹性情况下对高超声速飞行器进行气动弹性力学建模，得出了机身非线性变形情况下受力的解析表达式。
在第四章中，运用拉格朗日方程建立了高超声速飞行器动力学方程，为进一步研究飞行器的操纵性和稳定性奠定了基础。
在第五章对全文进行了总结。
第二章刚性高超声速飞行器受力分析
2.1活塞理论简介及飞行器几何
对于高马赫数的流体（4
M≥）,用活塞理论计算飞行器表面压力，在两相非粘性流体中，当圆柱形流体通过固体表面，会保持与表面的垂直接触。这样通过假设表面是一个进入圆柱流的活塞，表面的压力就能够计算出来。在本文中用一阶活塞理论计算力，力矩，飞行器纵向运动的稳定性导数，活塞理论将表面运动产生的流速和表面压力联系了起来，活塞理论的优点在于可以将不平稳的空气动力影响计算在内，本文中不平稳的影响包括由于刚体运动产生的速度和角速度的扰动。在八十年代NASP计划开始了对可重复利用，垂直起飞降落的飞行器进行可行性研究。超音速燃烧喷气引擎加强了NASP计划，虽然这个计划在九十年代取消，但是它积累了大量的相关知识并影响到未来的项目。NASP X-43A在2004年的两次不同飞行中速度达到了6.8马赫和9.6马赫，创了新的世界纪录。随着对太空研究的深入，需要进行高超声速飞行器的研究，喷气引擎将在高超声速飞行器中起到很大作用，不像通常的涡轮喷气飞机，高超声速飞行器在空气到达燃烧室之前不用涡轮机械压缩空气，而是依靠入口处激波的压力的增长。另外通过整个引擎的流体已经达到超声速了。
图2-1 高超声速飞行器几何尺寸
图2-1是本文中的模型，它由四个面组成，上表面（由点c ，确定）和三个下表面（由，，）定义，本文模型长度单位为英尺，角度单位为度，飞行器总长度f cd ef gh 100L ft =，并记f L 为前体长度，为发动机长度，为后体长度，为升降器长度，n L a L e L f x 为从质心到飞行器前的距离，a x 为从重心倒飞行器后的距离，cs x 和zs x 为从飞行器质心到升降器中点水平向和竖直向距离，是发动机的高度。
i h 100473320175545303.53.5f a n e f a cs cs i L f L f L f L f L f t t t t t x ft x ft x ft z f h f ==========t t
（2-1）
飞行器的角度如下：
1,1,2
3614.41u L ο
ο
ο
τττ
=== （2-2）
飞行器的质量和惯性矩如下：
（2-3）
2
300500000yy Mass slug J slug ==?ft 弦长和面积的表达式如下:
2
c L S L
== （2-4）
现在用活塞理论确定飞行器表面的压力分布，从而计算出力和力矩，进入圆柱形理想气体活塞表面的压力表达式如下：
21
1(12n V P P γ
γγα?∞∞?=+ （2-5） 这里指的是通过飞行器表面稳定气流的压力，是飞行器表面在其外法线方向相对于平稳气流的速度，a P ∞n V ∞是自由声速，P 是飞行器表面所受压力，对上式进行二项展开，可以得到：
1n V P
P γα∞∞
=+
（2-6） 运用理想气体方程P RT ρ=，并定义可以得到以下的一阶线性活塞理论：
2a R γ=T n P P V ρα∞∞∞=+ （2-7）
这里γ是比热比，R 是气体常数，由气压力产生的微元力为
n dF PdA =? （2-8）
这里dA 是面单元，n 是面外法向方向，将（2-7）带入（2-8）有：
(n dF P V dA )n ρα∞∞∞=?+ （2-9） 法向速度可以通过表面流的速度与此面外法向的点积得到，方程（2-9）变成： [](dF P dA ρα∞∞∞=?+n V.n ) （2-10）
方程（2-10）是本文的基础，从此方程可以看出要计算表面上的力，必须确定表面上流的属性（激波,膨胀波还是自由流），上式中指表面相对于自由流的速度，是指表面外法向。
V n 2.2 飞行器表面的压力分布和力
为了计算力，力矩，稳定性导数，考虑速度u ，v 和角速度在平稳态（∞）小的摄动，上表面可以认为是一个进入圆柱形气流中的活塞，圆柱形气流具有激波、膨胀波或者是自由流的性质（主要由攻角决定），而下表面的流必须具有激波的性质，只有这样发动机才可以正常工作，下图是对飞行器各区域的划分：
q
图2-2 高超声速飞行器激波，膨胀波区域划分
上表面上任一点的速度由下式给出：
11,11,(cos )(sin )cf u u cf u w ττ=++++V V i V k ω×r （2-11） 这里的，k 为x 向和z 向的单位向量，ω是角速度，i α是攻角，是上表面上流的速度，对于纵向运动，1V q =ωj ，在方程（2-11）中，是上表面上点的位置向量，表达式如下：
cf r 1,(c f c fx c fz u f r r x ta n x x τ=+=+?r i k i )k （2-12） a f x x x ?≤≤?
根据方程（2-8），需要上表面的法向量，上表面法向量的表达式如下：
1,1,s in c o s c f u u ττ=?n i k （2-13）
对于图2-1中由cd 定义的下表面，用激波后流的速度可以得到：
21,21,(cos )(cos )cd l l cd u ττω=++?++V V i V k ω×r （2-14） 同理：
3()g h V u g h ω=+++V i k ω×r （2-15）
g h r 和是下表面上点的位置矢量，由下列式子给出：
cd r 1,(cd cdx cdz l f r r x tan x x )τ=+=??r i k i k （2-16）
f f f x L x x ?≤≤
1,(tan )gh gh x g h z f l i r r x L h τ=+=++r i k i k （2-17） ()f f n f f x L L x x L ??≤≤?
下表面的法矢量如下：
1,1,s in c o s c d l l i k ττ=+n
1g h k =n （2-18）
将方程（2-11），（2-14），（2-15）中的叉积进行计算可以得到：
1,()u f qtan x x i qxk τ=??cf ω×r （2-19） 1,()l f qtan x x i qxk τ=???cd ω×r （2-20） 1,()f l i q L ta n h i q xk τ=+g h ω×r ?) （2-21）
根据方程（2-7）可得cf ，cd ，面上的压力：
gh 111(cf P P ρα=+cf cf V .n
222(cd P P )ρα=+cd cd V .n （2-22） 333()gh P P ρα=+gh cd V .n
将方程（2-22）带到方程（2-10）得到：
{}111()cf cf cf dF P dA n ρα=??cf cf V .n {}222()cd cd cd dF P dA n ρα=??cd cd V .n （2-23） {}333()gh g dF P dA n ρα=??gh gh V .n h gh
由方程（2-11），（2-13），（2-14），（2-15），（2-18）可以得到：
()1,1,1,tan ()sin cos u f u u q x x qx u ττωτ??=+?????cf cf V .n
()1,1,1,tan ()sin cos l f l u q x x qx l ττωτ??=??+???cd cd V .n （2-24） qx ω=?gh gh V .n
将（2-24）带入（2-23）可以得到：
(){}
1111,1,1,(tan ()sin cos )cf u f u u cf dF P u q x x qx dA ραττωτ??=??+?????cf n
(){}
2221,1,1,(tan ()sin cos )cd l f l l cd dF P u q x x qx dA ραττωτ??=????+???cd n （2-25）
{}333()gh gh dF P qx dA ραω=???gh n
下一步是要确定上下表面的面元，注意到飞行器模型是二维的，且厚度为单位厚度，则上表面面元可以表示成：
(1)cf cf dA dL = （2-26）
上式还可以进一步写成：
cf dA = （2-27）
从方程（2-12）可以得到：
1,1,tan ()tan u f u z x x dz dx ττ=??= （2-28）
将（2-28）带入到（2-27）可得：
1,1,sec (1)sec cf u u dA dx dx τ===τ （2-29） 同理对下表面面元有：
1,sec cd l dA dx τ= （2-30）
（2-31） gh dA dx =则上表面微元力的表达式如下：
(){
}
1111,1,1,1(tan ()sin cos )sec cf u f u u u dF P u q x x qx dx ραττωττ??=??+?????cf n （2-32） (){}2
2
2
1,1,1,1(tan ()sin cos )sec cd
l
f l l
l
dF P u q x x qx dx ρατ
τωττ
??=????+???cd n （2-33）
{}333()gh dF P qx dx ραω=???gh n （2-34）
为了考虑不稳定力的影响将稳定的力和不稳定的力分开，在以后部分中将要用稳定性导数的方法对不稳定的影响进行建模。为了计算稳定力，将平稳流引起的微元力在表面上进行积分，对于上表面和下表面有：
()a
a
11,1,1,()
sin cos sec f
f
x x cf cf
u
u u steady
F dF
P dx τ
ττ??=
=
??∫∫i k （2-35）
()21,1,1,()
sin cos sec f
f f f f
f
x x cd cd l l l L L steady
F dF P dx τττ??=
=
?+∫
∫
i k (2-36)
3()
f f f
f
f f f n
f n
x L x L cd gh L L L L steady
F dF P dx ??????=
=
∫
∫
k ? (2-37)
上表面的力分为前体力和后体力，如下：
()()0
1
1,1,1,11,1,1,0
()
sin cos sec sin cos sec f
f
a
a
x x cf cf
u
u u u u u x x steady
F dF
P dx P dx
τ
τττττ??=
=
??+??∫∫∫i k i k （2-38） cfa cff F F =+积分后可得：
11,1,1,11,1,1,()()cfa a u u u cfa cfa cff f u u u cff cff F Px sec sin cos X Z F P x sec sin cos X Z ττττττ=??=+=??=+i k i i k i k k
（2-39）
这里cfa X ，cfa Z 是后体上表面上在x ，z 方向的受力，cff X ，cff Z 是前体在x ，z 向
的受力，同理对于下表面有：
21,1,1,3sec (cos )cd f l l l cd cd gh n gh gh F P L sin X Z F P L k X Z τττ=?+=+=?=+i k i i k
k (2-40)
方程(2-39)和(2-40)给出了飞行器上下表面由于压力分布产生。
飞行器后体上的流由自由流和发动机排放气体之间的剪力层以及飞行器表面所限制，所以必须对外部管口进行分析来确定面上的压力，根据相关文献
ef [42-43]
，管口表面的压力分布可以表示成：
1,2()1(c o s ()
e e
f e a
u P P s d s P
s
L P ττ∞
+≈
+
?1) （2-41）
这里是后体上的压力，是发动机出口处的压力，ef P e P P ∞是自由流产生的压力，s 是从e 点到飞行器后体上任一点的距离，如图2-1所示，外部喷嘴产生的力由下式进行计算：
1,2cos()()
e
P
P a e ef u e L P P F P P ττIn ∞
∞∞=+? （2- 42）
对上式进行积分和化简有：
1,21,21,2sin()cos()cos()()
e
P
P a e ef u u ef ef u e L P P F In X Z P P ττττττ∞∞∞??=+?+??+?i k i =+k （2-43） 方程（2-43）给出了外部喷嘴的受力，方向垂直于后体表面，写成分量的形式如下：
1,21,21,2sin()cos()cos()()
e P
P a e ef u u ef ef u e L P P F In P P ττττττ∞
∞∞??=+?+??+?i k i X Z =+k （2-44） ef X ，ef Z 是排气管口轴向和法向的受力。为了计算稳定性导数，需要计算由于
摄动产生微分力：
([])e f e f e f e f e f e f d F P d A ρα=???e f e f V n n （2-45）
这里是由方程（2-41）给出的后体的压力分布，ef P ef ρef α 是后体上声密度和速度，是下表面ef 上流的速度，是表面ef 的法向，是面单元，它们的具体表达式如下： ef V ef n ef dA 1,21,tan()() ef u a u efz a a a
x x x Ltan x r x x L x τττ??=+++?=+??≤≤?r i k i ?k （2-46）
1,21,2sin()cos()ef u u ττττ=?+++n i k （2-47）
1,2sec()ef u dA dx ττ=+ （2-48）
将方程(2-46)~(2-48)带到方程(2-45)可以得到：
1,21,2([()( ()cos()])ef ef ef ef e z u u ef ef
dF P a u qr f sin qx dA )ρττωττ=???+++?+n （2-49）
对方程(2-49)的稳态分量进行积分产生同方程(2-44)同样的结果，不稳定分量将在计算稳定性导数时候涉及到。
控制面是一个在飞行器尾巴附近的升降舵，如图（2-1）所示，它可以简化成铰接在中点的平板，整个面会发生弯曲，升降舵的长度是17e L ft =，e δ的正向定义成沿着边向下，同样的方法可以得到： 5[]e u e e e e u
e u
F P L s i n c o s X
Z
δδ=???=+i k i k （2-50）
[]4sin cos el e e e el el F P L i k X i Z δδ=?+=+k （2-51）
上两式中和分别指控制面上表面和下表面的受力。
eu F el F 在以前的分析中，上表面，下表面和控制面上流的性质没有确定，下面将要确定流的性质，尤其要详尽的描述产生激波和膨胀波的攻角和控制面弯曲角，通过图（2-1）有以下关系：
如果 1,111:,,u freestream V V ατρραα∞∞∞=→=== 如果 1,exp u ansionfan ατ>→
如果 1,(u shock compression )ατ
用以下的式子定义上表面楔角：
如果 e x p 1,1,a n s i o n f a n u u u ατθατ>→=?
如果 1,1,s h o c k
u u
u
ατθ
ατ
<→=?+ （2-53）
上面的信息用来确定上表面流的性质，也就是用来确定，1V 1ρ，1α，对于下表面有以下关系：
cd 如果 1,222:,,l freestream V V ατρραα∞∞∞=?→===
如果 1,()l shock compression ατ>?→
如果 1,u expansionfan ατ
如果 1,1,shock l L l ατθατ>?→=+
如果 exp 1,1,ansion l L l ατθατ
为了使发动机正常工作，在飞行器下表面必须要形成激波来增加出口处的压力，这就给出了一个攻角的下限，这个攻角必须在下表面形成激波，因此方程(2-54)的攻角必须满足：
1,l ατ>? （2-56）
换句话说，1,l τ?是发动机正常工作时攻角的绝对下限，如果攻角达不到这个限制，发动机就不会工作，当达到这个极限的时候，一个弓形激波就会在飞行器的下表面形成，对于下表面，有必要计算激波正好作用在引擎g 点时候的激波角，这个角度记为gh bowshock τ，它的大小如下： 1,1tan tan (
)f L i
bowshock f
L h L ττα?+=+ （2-57）
记弓形激波角为β，如果bowshock βτ>，那么激波将错过点，用斜激波后流的特征来计算面上流的特征（也就是计算g gh 222,,V ρα）,此时在g 点将形成一个扇形膨胀波。如果bowshock βτ≤，那么g 点和引擎内部都会产生激波，将用自由流来计算333,,V ρα，下面的步骤用来系统的计算面上流的性质：
gh 1.从表面cd 计算激波角β
2.如果bowshock βτ>，g 点将形成一个扇形波，斜激波后面流的特征将作为g 点扇形波的输入条件，楔角为1,L τ，（扇形波后流的特征将用来计算表面gh 上的力）。
3.如果bowshock βτ≤，g 点将形成一个扇形波，自由流的特征将作为g 点扇形波的输入条件，此时楔角为α的函数。如果0α>将在g 点形成激波，激波角可
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