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
展开。H y Tech 计划以可攻击运动目标的机载高超声速导弹为任务目标,该计划的核心是验证一种可供导弹以M a =4~8的速度飞行、使用碳氢燃料、一次性使用的超燃冲压发动机。H yFly 计划由美国海军研究办公室(ONR)和美国国防高级研究计划局(DARPA )联合开发,为期4年(2002)2006年),目的是验证由使用液体碳氢燃料的超燃冲压发动机推进的、以M a =6.5的速度飞行、27km 高度巡航、射程为1100km 的高超声速飞行器方案。该高超声速飞行器为轴对称设计,采用双燃烧室超燃冲压发动机。H yper -X 计划是NASA 重点实施的高超声速计划,该计划的主要目的是演示可用于高超声速飞机的超燃冲压发动机技术和一体化设计技术,扩展将来可以军用和民用的高超声速飞行的技术基础。X-43A 作为美国NASA 航空与太空运输技术公司主持的H yper -X 计划的第一阶段的技术验证机,其飞行试验共历时8年,耗资2.3亿美元。2001年进行了第一次试飞,由于导航系统故障以失败告终。2004年3月,第二次试飞取得成功,以M a =6.8的速度飞行了近22km;同年11月,第三次试飞,在大约30km 高空,其飞行速度达到了M a =9.8,持续了大约10s 。X-43A 的飞行试验成功标志着超燃冲压发动机技术正式从实验室研究阶段走向工程研制阶段。预计到2015年,美国的高超声速巡航导弹将具备作战能力。
苏联/俄罗斯对超燃冲压发动机的研究可以分为两个阶段,1957)1972年为第一阶段,该阶段是超燃冲压发动机的早期基础研究阶段,重点探索超燃冲压发动机从原理上是否可能的问题;第二阶段是1972)1996年,研究超燃冲压发动机工作过程中的细节技术问题。苏联/俄罗斯在超声速巡航飞行器方面占有绝对优势,巡航飞行器从亚声速、超声速向高超声速发展,具有循序渐进和系列化特点,成熟的冲压发动机技术对高超声速技术的研究,尤其是为超燃冲压发动机的开发奠定了基础,提供了宝贵经验。在超燃冲压发动机的飞行试验研究方面,首次实现了超声速燃烧,已进入高超声速技术飞行验证阶段。
法国是高超声速技术研究比较先进的国家,制定了许多计划,其中多是采用变几何超燃冲压发动机方案,尚处于地面试验研究阶段。此外,还实行了高超声速应用研究组合吸气式发动机计划(Japhar )、先进高超声速发动机研究计划(PREP HA)、ASCP 计划和马特拉高超声速隐身导弹计划等一系列计划。
德国高超声速导弹的主要性能指标为:飞行速度M a =6.5,采用高能、高密度的吸热型碳氢燃料,超燃冲压发动机推进,惯性+全球定位系统复合制导,射程1000k m 左右,命中精度在15m 以内,可从战斗机、战略轰炸机、水面战舰的垂直发射系统或潜艇上发射。2002年初在德国一试验基地进行了一次低空飞行试验,导弹达到了M a =6.5的飞行速度。
英国在2001年8月推出了一个持久稳定的高超声速飞行试验(Shyfe)计划,曾计划在4~5年内进行首次飞行试验。Shyfe 验证机长1.5m,质量为30kg ,由冲压发动机推进,旨在探索以M a >5的速度持续稳定飞行的高超声速飞行器一体化设计方法,到目前为止还没有进行试验的消息。
印度在研制一种效费比较为合理的可重复使用的高超声速巡航导弹,飞行高度为30k m ~40k m,巡航速度为M a =7,发射方式包括水平发射和垂直发射。冲压发动机工作在亚燃模态时,速度达M a =3,转入超燃模态后,加速到M a =7。
日本也有一项先进计划,称为轨道飞机实验(HOPE )计划。HOPE 的开发借助两个大型试验台:一个是HYFLEX(高超声速飞行实验),用于研究火箭助推器发射后的高超声速飞行;另一个是ALFEX (自动着陆飞行实验),它包括进行自动着陆试验的模型空天飞机。日本目前正在研究的高超声速推进技术包括冲压发动机、超燃冲压发动机和液化空气循环发动机(LACE)。LACE 在低空时液化空气,存储氧气以便高空使用。
H ySho t 国际研究计划由澳大利亚、美国、英国、德国、韩国、日本等国合作进行,目的是对氢燃料超燃冲压发动机进行飞行试验。该计划始于1999年,目前已经分别于2001年10月30日和2002年7月30日在澳大利亚完成了2次超燃冲压发动机的飞行试验。
总结先进发达国家在高超声速技术的研究历程
和发展计划,可以简单归纳出未来一段时期的发展方向和趋势:
1)动力先行,以超燃冲压发动机为突破口,带动总体、气动、材料、信息与控制等相关技术领域协调发展;
2)技术验证,以飞行演示验证为重要技术手段,逐步掌握和验证高超声速技术的若干关键技术;
3)总体规划,分阶段突破有限目标,首先发展以超燃冲压发动机为动力的高超声速导弹,其次发展以组合冲压发动机为动力的高超声速飞机,最终实现以亚燃/超燃/火箭组合发动机为动力的空天飞机以及完全可重复使用的天地往返运输系统。
2高超声速飞行器研究中的若干问题
2.1高超声速飞行器的外形选择及其气动问题研究
高超声速飞行器的气动布局和外形选择是总体设计的前提和基础,是相当重要的部分。与常规的飞行器外形相比,乘波体(W averider)具有很高的升阻比,在高超声速飞行范围内,乘波体已被公认为是最好的外形。
所谓乘波体,是指一种外形呈流线形、所有的前缘都具有附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,其流场是用已知的非粘性流方程的精确解来决定的。目前,乘波体外形的设计方法主要有两种,一种是基于斜激波方程推导出的C翼及其各种C翼的组合;另一种是基于超声速锥流理论推导出的简单或复合锥形流场形成的乘波体外形[4](见图1)。
乘波体的概念是在1959年由Nonw e iler提出的,N onw e iler首先提出了由二元楔形流组成三元升力体的基本乘波体构想,后由Venn、F l o wer和N ar-do等研究出了C形乘波体,从此引起各国气动专家的注意,并于1990年在美国马里兰大学召开了第一届乘波体外形学术会议。
乘波体外形有三个显著的气动特性[4]:低阻、高升力和大的升阻比,特别是对于高超声速飞行器。常规外形在超声速流中前缘大都是脱体激波,激波前后存在的压差使得外形上的波阻非常大,而乘波体的前缘及上表面与激波同面,所以不形成大的压差阻力,而下表面在设计马赫数下受到一个与常规外形一样的高压,这个流动的高压不会绕过前缘泄露到上表面,这样上下表面的压差不会像常规外形一样相互影响而降低下表面的压力,使得升力降低。乘波体外形则因无此损失而得到大的升力,常规外形要得到同样大的升力,必须使用更大的攻角。同时,乘波体的下表面常常设计得较平,相对常规轴对称外形,平底截面外形的上下压差要大得多,所以升力也大得多,升阻比也比常规外形要大得多。因此,乘波体更适合于高超声速飞行器的外形设计。
但乘波体的容积利用率低,在发动机与机体结合、内部布局和外形加工等方面都存在困难。实际应用时需要整形(如增大前缘钝化半径,削去部分尾部等),但整形后的乘波体气动性能明显降低,高升阻比特性大打折扣;另外,乘波体在非设计状态时的气动性能较之设计状态也有大幅度的降低。因此,今后应深入地研究乘波体的设计及优化技术。此外,动力装置的研究、数值模拟软件的编制和实验设备的完善也是乘波飞行器研究工作
的重要内容。
图1乘波体飞行器
高超声速飞行器在飞行过程中,在大攻角气流分离产生的机翼、尾翼、鸭翼的抖振、极限环振荡(LCO)、失速颤振和操纵面嗡鸣;激波与边界层相互作用诱导的机翼的抖振、LC O、颤振及高低空大气特性的巨大差异等情况下,气动特性将出现严重的非线性。另外,弹性结构非线性因素对气动弹性
的影响日显突出,机翼大变形、机翼与外挂之间的摩擦和间隙、操纵系统间隙、阻尼等结构非线性因素也会引起严重的非线性气动弹性问题。此外,由高超声速飞行引起的气动加热也使得材料、几何和气动中的非线性问题十分突出。
常规的、以线性小扰动为基本假设的气动弹性分析理论,由于无法正确地揭示非线性气动弹性现象发生的机理,因此,对在结构或者气流中考虑了非线性效应的一类非线性气动弹性问题显得无能为力。为此,必须建立和发展相应的处理非线性气动弹性问题的分析理论与技术。下面分别介绍非线性气动弹性问题中的气动非线性和结构非线性。气动非线性主要由气体粘性产生,如激波与附面层相互作用、流动分离、不稳定涡流等均会引起气动非线性。20世纪80年代初期,法国航空航天研究院(ONERA)为研究机翼在大攻角非定常动力失速下的气弹特性,首次提出一个半经验、非定常和非线性的二维气动力模型,后经改进,目前已成为一种比较公认的非线性气动力模型,称之为ONERA 气动模型。飞行器结构部件,如机翼、旋翼、壁板的非线性结构建模,通常采用非线性梁和非线性板两种典型的结构模型
[5]
。在非线性板和非
线性壁板颤振计算中,使用最多的气动模型是超声速拟定常一阶活塞理论。另外,Peters -Johnson 有限
状态气动力理论,已用于分析具有大变形梁类机翼全机在亚声速下的非线性气弹特性。
气动弹性系统中的结构非线性主要有:弹塑性等因素引起材料非线性;大变形、大应变等引起几何(或刚度)非线性;结构中间隙引起间隙非线性(刚度不连续);材料或结构阻尼非线性以及部件之间摩擦等产生阻尼非线性。Lee B H K [6]
总结了一些可能的结构非线性以及它们对由于空气弹性变形所导致的振动的影响,可将结构非线性分为分布结构非线性和集中结构非线性两种。一般情况下,分布结构非线性是由有全局影响的弹性动力控制,而集中结构非线性则受有局部影响的弹性动力控制。集中结构非线性一般存在于操纵机械或机翼、塔门、发动机以及外挂的联接处。集中结构非线性通常可以用三种经典结构非线性模型中的一种来近似表示:即立方非线性、双线性非线性和滞后效应非线性。
分析结构非线性气动弹性系统的方法大体上可分为三类。一类是频域方法,在模型的使用范围
内,可以运用线性的稳定性理论进行气动弹性分析。希尔道生运用非定常理论导出了在不可压缩流中作简谐运动的二元平板的气动力表达式,后人结合V-G 法、P -K 法等颤振分析方法,广泛地用于低速气动弹性问题的计算和分析。基于线化理论的升力面方法也被广泛地用来计算机翼作简谐运动的频域气动力。频域方法的优点是可以方便地与传统控制理论相结合,能够给出系统整体特性的描述,并且计算量少。缺点是由于运用了很多的线化假设,很难处理高超声速、大攻角等含有强气动力非线性系统和大变形、间隙、摩擦等结构非线性的气动弹性问题。另外,频域方法不能实现气动弹性问题的静动态一体化分析,一般仅能提供机翼的临界响应的信息。一类是时域方法,即在时域内采用数值积分的方法得到响应的时间历程,这类方法的优点是时域气动弹性的建模比较方便,相对于频域而言更容易实现结构模块、气动模块(气动力求解)和控制模块的结合,此外,随着计算机性能的大幅提高,这类方法也得到了广泛的应用。时域方法的不足之处是精确的时域气动力不易得到,通常是采用频域到时域的拟合法求解时域气动力,另外不稳定的极限环也无法通过该方法得到。另外一类是解析方法与实验方法相结合的方法。常用的解析方法有摄动法(如平均法、多尺度法等)、谐波平衡法和描述函数法等。由于摄动法采用的是颤振方程的渐近解,因此气动力只能采用简单的定常气动力。谐波平衡法的优点在于处理复杂非线性气动弹性系统的能力及易于工程实现,其缺点是忽略了非线性项中高次谐波对气动弹性系统的影响。Shahrzad P 和M ahzoon M
[7]
用谐波平衡法、中心流形、范式理论
及数值积分的方法研究了在定常、非定常流作用下机翼的颤振,比较了不同情况下的临界流速和振
幅。Y ang Z C 和Zhao L C [8]
采用谐波平衡法及风洞实验研究方法对二元机翼的极限环颤振进行了较为详细的研究,并提出了一种直观的颤振判稳方法,使得谐波平衡法的适用范围得到了扩大。Zhao L C 和Yang Z C [9]
研究了二元机翼在不同参数下的混
沌运动,并采用一种二步近似分析方法揭示了混沌运动产生的机理。Y ang Y R[10]应用KB M方法的一次、二次近似理论研究了机翼外挂系统以及三角机翼两种模型的极限环颤振,并与实验结果进行了比较。L i v i u Librescu[11]等利用活塞理论研究了超声速流中具有结构和气动非线性二元机翼的稳定性问题,给出了系统颤振速度的解析表达式及稳定性判据的李雅普诺夫函数。文献[12-13]应用规范型直接法推导出了高超声速流中机翼的颤振方程H opf 分岔的规范型,得出随着马赫数的提高,H opf分岔由超临界形式变成亚临界形式;然后应用w ash-out 滤波器技术进行主动控制,将危害性较大的亚临界H opf分岔变为危害性较小的超临界H opf分岔;并引入轨迹追踪技术和改进的胞映射方法,分析了初始条件对含双线性结构刚度因素的机翼颤振的影响。目前,对于由结构非线性因素导致的比一般意义下极限环颤振更为复杂一些的颤振响应如次谐响应、超谐响应乃至混沌运动的研究大多仅限于数值方法讨论简单的不可压缩流中的二元机翼。对于高超声速条件下,气动非线性与结构非线性耦合的复杂模型的动力学响应还有待深入研究。
气动弹性分析的另一个重要问题是非定常气动力的计算。目前,求解高超声速非定常气动力的方法主要有二阶活塞理论、Van Dyke理论、牛顿碰撞理论、Van Dyke/牛顿碰撞混合理论以及统一高超声速升力面理论。四种方法有各自的特点:活塞理论一般只能计算零攻角状态,只在当地气流方向与来流方向的夹角D和飞行马赫数M a的乘积M a#D<1的情况下才有效,对分析大攻角的情况存在困难;V an Dyke理论可得到高超声速气动力的近似表达式,能够考虑翼型厚度效应,但不适用于M a\7和大攻角情况;牛顿碰撞理论既可适用于大攻角和高马赫数(M a\7)情况,又可以考虑攻角的影响,但不能考虑厚度效应;V an Dyke/牛顿碰撞混合理论是V an Dyke理论和牛顿碰撞理论的结合,可以在M a\2.5的情况下应用,该方法既可考虑厚度效应,又可考虑攻角的影响;统一高超声速升力面理论是近年来发展的新方法,能够同时考虑下洗的影响和翼型厚度的影响,适用范围在M a=1.2~20。
对大攻角非定常气动力的研究可追溯到1936年StuderH L对大攻角所引起的流动分离对升力面颤振影响的研究。然而,对这个领域的大量研究要推迟到20世纪的70年代末到80年代初,航天飞机和高超声速飞行器的发展推动了大攻角颤振问题以及与之直接关联的大攻角非定常气动力的研究。与零攻角颤振不同,大攻角颤振的气动力是一个高度复杂的非线性非定常流动问题,无论是亚、跨、超声速,都不能再用势流理论处理。1990年,文献[14]在活塞理论的基础上,用翼型表面的当地流场速度代替无穷远来流速度作为参考速度,用微振动产生的附加下洗代替下洗速度,创立了当地流活塞理论,使原来仅适用于零攻角薄翼的活塞理论可推广用于超声速和高超声速条件下、较大攻角和相对厚度较大的小展弦比翼面。1995年,文献[15]利用激波膨胀波理论计算当地流参数,应用当地流活塞理论推导了超声速前缘激波不脱体条件下大攻角翼面的非定常压力分布计算公式以及用模态坐标表示的广义气动力表达式,完成了带攻角全动舵面风洞颤振试验模型的颤振计算,计算结果与风洞试验结果较好吻合。以后又将当地流概念推广于小扰动线化理论,将当地流活塞理论和当地流小扰动线化理论分别用于前缘激波脱体条件下大攻角翼面的局部超声速区和局部亚声速区的非定常压力分布计算,从而使基于当地流概念的工程快速算法拓展到来流为超声速的更大攻角范围[16]。随着计算机技术的发展,国内外学者越来越倾向于数值求解N-S方程。描述大攻角非定常流的N-S方程是一组双曲-抛物型方程,加上时间变量,是一组高度非线性的四维空间方程,而且边界条件随时间变化,直接进行数值求解十分困难,通常还需要作某些简化假设才能求解[17]。为了满足工程设计的实际需要,目前国内外也出现了一些简化的快速工程计算方法,如用于亚声速的非线性涡格法和改进的势差法,用于超声速的二维精确理论与片条理论相结合的方法、基于面元法的谐波梯度法等。
2.2发动机的选取与机体一体化问题
超燃冲压发动机结构简单、质量轻、成本低、易维护、超声速飞行时性能好,具有高超声速导弹要求高比冲、高速度和大续航推力的特性,特别适宜在大气层或跨大气层中长时间超声速或高超声速
图2 机体/发动机一体化简图
动力续航飞行。因此,采用超燃冲压发动机或者是超燃冲压发动机和其它发动机的组合,并利用固体火箭助推器把飞行器加速到冲压发动机工作所需的速度是目前公认的高超声速飞行器动力装置的最优选择。
高超声速飞行器设计的一个关键难点是,在提供高效气动产生高效推进的同时,配合飞行器的高容积率、结构的有效性、可控性以及好的热防护性的一体化要求。其中,高超声速飞行器最显著的特点是机体与超燃冲压发动机之间的耦合,与传统飞行器机体与发动机之间的耦合有很大不同。以火箭发动机为动力的传统飞行器(运载器)将推进系统作为独立系统设计,在进行机身和内部布局设计时,只需为其预留一定的安放空间即可。而高超声速飞行器的前体和后体下壁面既是主要的气动型面,又是超燃冲压发动机进气道的外压段型面和尾喷管的膨胀型面。此外,在高超声速飞行条件下,超燃冲压发动机在高超声速飞行器中的合理布局可以明显地减小飞行器的阻力,使飞行器获得较高的升阻比;同时,超燃冲压发动机对飞行状态和姿态的变化也非常敏感,它的推力/速度特性是影响飞行器飞行品质和动态特性主要因素之一,会使飞行/推进一体化系统在飞行包线内表现出复杂的非线性特性。因此,高超声速飞行器的设计必须采用一体化设计技术(见图2)。
从发动机研究角度出发,机体/发动机一体化主要研究发动机在飞行器中的布局、飞行器前体对发动机进气道性能的影响以及飞行器后体对发动机出口气流膨胀的影响。
高超声速飞行器和超燃冲压发动机一体化设计的难点主要表现在两方面:一是其外形尺寸和发射质量的选择不仅与气动-结构-隐身设计一体化有关,而且将受到其发射平台的发射环境和运载能力的严重制约;二是超燃冲压发动机推进性能与飞行器其它分系统如制导系统、战斗部系统等在性能要求上的兼容性。
高超声速进气道设计要求能够在宽的马赫数范围内具有良好的起动特性、较高的空气流量捕获系数、较高的总压恢复系数、良好的出口流场品质以及较高的抵抗燃烧形成高压的能力(抗反压能力)等性能,而且各性能指标之间相互耦合、相互矛盾,这些都影响了高超声速进气道技术研究的复杂性。进气道设计在结构上的特点是:几何形状固定,以避免设置调节系统以及伴随产生的连接、密封等复杂问题;进气道为中等收敛比,可以减少进气道内部内力和外阻力,顺利地吸入飞行器前体表面的附面层,防止气流分离,并减少发动机结构质量和冷却要求。
后体/尾喷管一体化设计要求将后体作为发动机喷管膨胀面的组成部分,从而可以减小发动机的质量,降低外阻力。喷管是推进系统产生推力的主要部件,对发动机的推力和耗油率及飞行器的控制产生很大的影响。实际上,喷管性能对飞行器性能的影响比它对发动机性能的影响更大。发动机对机体的耦合主要体现在飞行器的后体上,它主要包括两部分内容:第一部分是由于推力不过质心而产生的额外俯仰力矩;第二部分是尾喷管的外流场与飞行器后体的耦合。2.3 气动加热及防热问题
高超声速飞行器在高马赫数飞行中,壁面附近气温很高。高温空气不断向壁面传热,气动加热效应大,在飞行过程中承受着巨大的定常与非定常气动力载荷和气动加热引起的热载荷。结构的弹性力、惯性力、气动力和热应力之间的相互作用引发
了热气动弹性问题。在不利的耦合情况下,将有可能导致飞行器的性能下降甚至结构破坏。而气动热效应引起飞行器结构的刚度特性的变化将有可能导致颤振速度下降。美国的X-15验证机在其初期飞行中垂尾就发生过颤振问题。
在地面停机阶段,太阳辐射及与周围空气的对流换热是飞行器外部热载荷的主要来源;在加速爬升和高速巡航阶段,气动加热和飞行器表面的热辐射是传热的主要形式;在轨飞行阶段(如果飞行器入轨的话),太阳辐射、地球反照以及向宇宙深空的热辐射则成为飞行器与外界进行热量交换的主要方式。
高超声速飞行器的气动加热及防热问题关注的焦点通常是气动加热比较严重的头部驻点区、机翼/侧板/外罩/支板前缘区和高温燃气对流传热比较严重的超燃冲压发动机流道壁面等。
对于任意轴对称体外形,无攻角情况下表面热流的计算方法比较成熟,常用的有参考焓法等。参考焓法是在20世纪50年代E ckert给出的参考温度法基础上发展起来的,它所依据的摩擦力与热交换的关系是通过雷诺相似准则建立的,而作为相似因子的雷诺数可以通过试验得到的经验公式计算。对于有攻角情况下的表面热流,常用的有轴对称比拟法、等价锥法和实验数据关联法三种处理方法。其中,轴对称比拟法最有效。轴对称比拟法最先由Cooke提出,之后由D ejar nette推广,发展出跟踪流线法和几何流线法。
理论方法、实验方法与数值计算方法是研究高超声速空气动力学的三种不可缺少的、互相补充的重要手段。但在高温流动领域,由于涉及到原子分子物理学、统计物理学、热力学、量子力学、化学、光学、辐射度学等多学科领域,较多采用飞行试验、地面实验和数值计算相结合的方法进行研究。Doy le Knight[18]介绍了高超声速计算流体力学验证的一些实验和计算情况。Charlese Cockre ll等[19]介绍了美国H yper-X计划中气动力和气动热的计算方法,并给出了X-43A表面的热流云图和升力、阻力曲线。W ang W en-Lan等[20]对高超声速流动的气动力、气动热进行了相关实验或数值模拟的研究,介绍了采用的数值方法和湍流模型。
热流计算的另一个难题是如何考虑壁面温度对热传递的反作用,即流场与结构的热耦合问题。传统的热流计算一般设定一个初始壁温用以计算冷壁热流,然后再用冷壁热流计算结构的温度场、热应力和热模态,忽略了气动加热使壁温和表面性态变化后温度梯度、粘度和摩擦系数、附面层厚度等流场参数的变化,给热流、温度场等计算结果都带来较大的误差。要解决这一问题需要考虑流场和结构之间这种互为边界和输入条件的耦合关系,进行流场-热-结构耦合的一体化解算[17]。
不同任务需求的高超声速飞行器热环境差别很大,因而其防热系统类型也有很大差异。但总的来说,高超声速飞行器所使用的主要防热系统方案可分为被动式、半被动式和主动式三大类。在被动防热方案中,热量由表面辐射出去或被吸收,而不需要工作流体(工质)来排除热量。它可采用三种防热结构,依次为热沉结构、热结构和隔热结构。在主动防热方案中,热量全部或绝大部分由工质或冷却流带走(可能有很小一部分被反射掉),从而被拦堵住不能传至次层结构。它可采用发汗冷却、薄膜冷却和对流冷却三种冷却方式。半主动防热方案介于被动防热和主动冷却方案之间。大部分热量要靠工质或(空)气流带走,它可以采用两种结构形式,依次为热管结构和烧蚀结构。主动防热系统的结构和技术较为复杂,检查、维护、维修不便,而被动热防护方案结构简单、技术可靠、易于实现,被各国广泛采用。对高超声速巡航飞行器而言,采用被动热防护系统具有简单可靠、易于实现等特点。
2.4其它问题
高速巡航过程中必然存在着攻角、额定角速度、飞行器姿态等方面的约束。然而,高超声速飞行器对于飞行条件的变化是非常敏感的,且高超声速条件下存在大攻角舵效耦合带来的时延非线性动态特性问题。另外,发动机推力对于攻角的变化也是极其敏感的,发动机工作状态与飞行状态有着极强的非线性耦合关系。
此外,诸多随机干扰因素对飞行器的飞行状态有着非常大的影响。对典型的高超声速飞行器布局而言,长周期模态是欠阻尼的(或不稳定的),短周期模态是不稳定的。这都使得飞行器高超声速飞行
时具有极强的随机干扰和高动态的模型参数变化。燃料的激荡性、燃料消耗所引起的飞行器的质量变化、推力和输入力矩的约束性等方面的问题,进一步加重了模型和参数的不确定性以及随机干扰等方面的问题。
此外,还有其它因素引起的扰动。高超声速大动压会引起舵面颤振,飞行器上的质量重新布置会引起旋转速度干扰(包括舵机和其它力矩),这些非模型的因素相当复杂,且会影响飞行器的稳定性,故需要嵌入到飞行器模型中加以考虑。
3 结束语
高超声速飞行器的研究是一项复杂的系统工程,其主要技术难点在于:高超声速飞行器外形设计和有效载荷的设计、一体化设计、气动特性分析及结构热弹性分析。针对这些问题,未来高超声速飞行技术的发展应主要集中在以下几个方面:建立高超声速飞行器气动特性数据库;编制软件,以设计高超声速飞行器的外形和有效载荷;测试超燃冲压发动机在大的飞行马赫数范围及燃烧模式转变下的工作状况;发展研究机体一体化实验测试方法;分析结构热弹性及其与气动弹性的耦合问题;设计高效的燃烧冷却结构;研究先进的航空材料和防热材料,以增强飞行器的可重复使用性和耐久性;研制高效稳定的分离技术和综合飞行器健康监测(I V HM )技术。
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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