ｌ工程与技术
段的地面试验预计在２００７年至２００９年之间进行，将集中发展ＴＢｃｃ发动机的技术。通过ＨｉＳＴＥＤ项目和ＳＥＤ项目，将会推出一到两种基本推进系统方案以推进Ｆａｌｃｏｎ项目。
ＨｙＣＡＵＳＥ
这项由美国ＤＡＲＰＡ和澳大利亚合作的“高超声速协作澳美试验”
（ＨｙｃＡｕｓＥ）计
划，是基于两国大学Ｓｃｒａｍｊｅｔ推进系统专家联合研制的一个项目，也是基于澳大利亚昆士兰州大学研制的装有ｓｃｒａｍｊｅｔ的“高速射击”（Ｈｙｓｈｏｔ）飞行器在２００２年７月首飞的成功。这次飞行是ｓｃｒａｍｊｅｔ首次在飞行中实现了超声速燃烧。
两国专家在今年１１月将在南澳大利亚的伍默拉进行装有“向内转向”冲压发动机的火箭的飞行速度高达Ｍ
１
０的飞行试验。从
ＨＹＣＡＵｓＥ项目得到的经验也将被用于Ｆａｌｃｏｎ概念飞行器的设计中。
英国陆军高超声速发动机技术验证计划
这项计划是美国陆军正在研究的用于飞行速度为Ｍ１０～
１
２飞行器的氢燃料冲压发
动机概念。正在评估中的先进技术包括增强燃料和空气气流的混合技术，发动机气流通道的冷却技术，减少发动机本身阻力的技术，以及发动机气流通道边界层控制技术。
计划预计在２００７年开始进行组成部件的选择，２００８年确定其流通道的布局，２００９年研制飞行重量的发动机。一
高超声速飞行器的设计
Ｄｅｓｉｇｎ０ｆＵｌｔｒａＳ０ｎｉＣＶ．ｅｈｉＣｌｅ
倪亚琴
设计高超声速飞行器对设计者是一种挑战，由于通行的飞机构形设计中的一些重要项目随着速度的增加都要发生很大的改变，在设计中要引入新的考虑（辅助能源．热防护等），而这些因素在速度较低的飞行器设计的初期是不怎么考虑的。
—Ｉ一年Ｘ一４３Ａ的飞行成
Ｚ＾功在于它的成功的设
计。Ｘ一４３Ａ的前机体设计成能产生激波的形状，并采用了扁平小巧的机身，特别是它的机身与超声速冲压发动机的一体化设计更是在高超声速空气动力学的发展和
设计领域是一个很大的突破。
气动布局
一般说来，高超声速飞行器气动布局的的特点是大细长比、小翼载和大升阻比（一般为６～８以上），要涉及到携带低密度、高比冲燃料（如甲烷和氢）的能力和导致的笨重形状的较低升阻比之间的直接权衡。
燃料的选择的主要考虑因素是燃料的特性及飞行器飞行的马赫数范围。飞行器
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ｌＮＴＥＲＮＡＴｌｏＮＡＬＡＶＩＡＴｌｏＮ２００５．９
飞行速度越快，越需要考虑多种能量形式的燃料。
燃料的选择过程从煤油到氢，所需的装燃料的容积也要逐步增大，飞行器的一体化设计趋势是偏离翼身组合而向升力体设计发展。这样一来，最大升阻比减少了，但容积的效率增加了。
融合的非圆升力体是好的机身选择。它融合了复杂推进系统和大的氢燃料箱，形成一个光滑的气动外形，而又保持了更高的容积比（即燃料的体积占总体积的百分数）。
这种融合的非圆升力体基本上是由基于巡航速度优化机体的乘波外形前体加发动机舱和喷管系统组成。
虽然一体化导致升阻比比理想的乘波体小，但飞行
器在偏离设计状态时也有所需的容积和好的飞行特性。
高超声速飞行的气动阻力中最大的是波阻，如果能使机翼保持在马赫锥里，波阻就会大大减少，机翼和／或尾翼，最好也定位在锥内。
一般来说，飞行体在跨声速范围波阻系数都达到最大值，而外形较粗的升力体比融合的翼身组合体有更大的跨声速波阻。
机翼（和尾翼）采用薄的对称的翼剖面，有助于减少波阻，但在起飞和着陆时，需要对升力进行补偿。高超声速
飞行器理想的翼型是对称的
楔形或双锥形，厚度与弦长比约４％。
为让一体化飞行器获得最小的阻力，飞行器的机体、
机翼及尾部的总横截面积的
万
方数据
高超声速飞行器的设计｛
变化应光滑，避免在自由流方向在短的距离内总横截面积有大的增加或大的减小。
对于吸气式高超声速飞行器因为有很光滑的剖面，发动机的气流不会使波阻有所增加，所以发动机舱对阻力的影响不是很大。但是对于要在较密的大气层飞行很长的时间的飞行器，任何面积的增加都会带来波阻的增加，所以发动机舱底面积的大小对飞行器性能影响还是有一定的影响。
相反，尽管航天飞机以及“德尔塔”运载火箭的横截面积特性有大的变化，并有较大的底面积，然而因为它们在大气层中飞行的时间很短，所以影响不明显。
稳定性和操纵性
高超声速飞行器比起通常的高性能飞机的稳定性和操纵性要求较低。研究表明，对于过载大于３的机动会给飞行器的结构重量、控制系统的尺寸和产生的热流等方面都会带来一定的代价，而过载大于３的机动对飞行器的机动性能只有很少的改善。例如，转弯性能图表明，在马赫数１０时，２９比３９的转弯任务时间的增加还不到３分钟，所以，将飞行器设计的结构限定在３～３．５９以下较为合适，而对法向机动用２９以下就可以。
对于速度较低的（马赫数４～６）翼体构形，使用常规的升降舵、方向舵和襟翼装置进行稳定性和操纵性控制为好，但对于马赫数１０以上的飞行器的俯仰和滚转控制，用全动翼似乎是最好的途径，相比采用翼一升降舵组合它可以减轻结构重量并很
容易将其保持在激波锥内。
推进系统
巡航速度为马赫数１０、航程
为１００００海里的大气飞行器
巡航用的发动机最合适的是
超声速冲压发动机
（Ｓｃｒａｍｊｅｔ），但是为了适应
飞行器从低速到高速的过渡，
～般要采用不同类型发动机
的组合方式（参看前文）。
要将进气道设计成能在
特定的马赫数下有最好的性
能（最高的总压恢复和均匀
的流场），同时阻力最小，这
就要求从外斜板发出的激波
能接触到进气道的下面（即
唇波），但是因为速度太快，
要求保持进气道外的所有波
系是不实际的。
飞行速度在马赫数６以
上，一般使用高度～体化的
混合压缩进气道，为了容纳
涡轮喷气发动机，可以增加
了一个可动的斜板，它的作
用像向下倒置的混合压缩进
气道，在ｓｃｒａｍｊｅｔ产生足够
的推力后，斜板即被关闭。
尾喷管长度也要随着速
度增加而增加，以提高喷管
的效率。通过将喷管设计得
有足够面积比（出口面积与
喉道面积之比），使出口压力
接近环境压力，也可以提高
效率。
但是随着飞行马赫数的
增加，需要的面积比（或膨胀
率）会变得很大，大的面积比
又要受到喷管壁发散角的限
制，结果会导致喷管重量的
增加。因此在马赫数６以上，
飞行器的后体表面通常着眼
于增加气体的排气，而对于
马赫数１０以上的飞行器，理
想的喷管设计为一个膨胀面，
并以这种后膨胀面确定飞行
器后部和下部的外形。
飞行器内部布局设计
高超声速飞机的一个关键因
素是它们的容积比，容积比
越高整套系统性能越好。一
个布局的例子是，在两个主
着陆架舱壁之间安置乘员舱
和子系统，由于推进系统一
般安置在重心的后面，所以
一般不能设置在主着陆架舱
壁上。
在乘员舱附近安排电子
舱、设备舱和有效载荷舱，将
大大增加了可接近子系统的
方便性，还可能在飞行中进
行电子设备的修理和有效载
荷的管理。
统一安排乘员舱和所有
的主要子系统、主起落架和
发动机组件也有助于减少飞
行器的长度、管线、电线量，
减少所需的进入点（控制台、
门），提高了可靠性和安全
性，而又简化了结构设计。
乘员舱的设置不应当影
响高巡航马赫数时的机身横
截面形状。为提供前视的能
力，特别在滑行、起飞和着陆
阶段，有几种方案可利用，包
括头盔安装电光／前视红外
图像、飞行信息显示、在主仪
表板上的动画、自动起飞和
着陆系统、侧面齐平的模压
衬和上视窗、向上弹射舱或
潜望镜等。
飞行器的合适的救生系
统，一般有标准的弹射座椅、
密封座椅分离舱，以及非弹
射的救生系统。弹射座椅只
能上抛１５千克?米（马赫数
限为２），密封座椅能上抛到
国际航空杂志２００５．９
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万方数据
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为在这区域的环境中，热和也需要自己的进气道和排气
动压较小，有利于打开有效口。ＡＰＵ的进气道几乎和现
载荷舱盖，有利于有效载荷代超声速飞机的可变进气道
能通过舱盖口直接向上抛射。一样复杂，使空间飞行会变
许多通常在中心体下表面的得很复杂，所以辅助动力系
舱能用于马赫数低于６的系统，包括它所用的燃料和制
统运行。氧的方法不能在设计后期填
充，而是要在设计开始时就
辅助动力应考虑。
在使用冲压喷气发动机或
热防护系统
ｓＣＡＭＪＥＴ或要在空间飞行
的高超声速飞行器设计中必热防护是高超声速飞行器必３０千克米（马赫数限是４），显器的布局几何外形，例如，将须设置辅助动力装置须考虑的。由于飞行器各部然这对高超声速飞行器的巡乘员舱布置放在头部区。（ＡＰＵ）。位经受到温度不同，所以单航包线都不合适。如果要用非弹射系统的方案当然在大多数现代飞机中，独一种材料不能处理所有的其中一个方案，则在乘员跳更不可取，权衡下来似乎使ＡＰＵ只用于紧急情况或在地热问题，而且大多数高温材伞前，飞行器必须机动到要用标准的弹射座椅或密封的面运行中，而对高超声速飞料不能提供高的结构强度，求的飞行包线内。座椅是最好的选择。行器，ＡＰＵ在飞行期间一直所以还要辅以主动冷却技术，分离舱虽然可在整个飞从马赫数６至轨道的飞都要运行着的，以给飞行器所以热防护系统一般要对应行包线（包括轨道）内逃逸，行器上的并非必须将有效载供应全部辅助能源。不同的部位经受的不同温度。
然而这类系统非常重、很复荷最好放置在重心附近的上ＡＰＵ尺寸不是很大，但采用不同方式的组合防护方杂、很贵，还需要改变该飞行表面（像在航天飞机上），因需要适当的专用燃料，ＡＰＵ案（见左上图）。■
万方数据
高超声速飞行器的设计
作者：倪亚琴
作者单位：
刊名：
国际航空
英文刊名：INTERNATIONAL AVIATION
年，卷(期)：2005，""(9)
被引用次数：1次
引证文献(1条)
1.高双林.王芳骑波技术在未来高超声速巡航导弹设计中的应用[期刊论文]-飞航导弹 2007(3)
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6月30日