高超声速飞行器发展现状
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
Hypulse设备上进行了Ma=7的试验，在兰利研究中心的电弧加热设备上进行了Ma=4.5的试验，至此，已获得Ma=4.5～10的地面数据。2001年4月，NASA在位于加利福尼亚的爱德华空军基地展示了X243A飞行器。同年6月2日，X243A首次飞行试验因飞马座运载火箭故障而宣告失败。2004年3月27日，X243A第二次飞行试验成功实现了Ma=6.8316的飞行。2004年11月16日，X243A第三次飞行试验又成功创造了Ma=9.8的飞行纪录。在成功的飞行试验中，X243A一体化机身/发动机产生了有效推力，且其运行状态接近于预先分析和风洞试验的结果。虽然飞行试验连续两次成功，但X243A高超声速飞行器仍有许多实际问题需要考虑，比如其非常窄细的鼻锥采用质量为362.88kg的高密度钨板制成，其目的是将飞行器的重心前移，但它就占飞行器总质量的29%。这种布局产生的问题是如何使作战中的飞行器保持平衡。X243A的发动机采用铜吸热器，以水冷方式冷却进气口。上述方法对于10s的短暂飞行来说是可行的，但对长时间的飞行来说却是个大问题。氢燃料易燃，且速度快，但实际用的碳氢燃料并没有这些优点等等。X243A计划共花费2.3亿美元。
图1 X243B高超声速研究飞行器
1.1.2 X243B
X243B机身长10.05m～12.19m，采用基于火箭的组合循环发动机(RBCC)或基于涡轮的组合循环发动机(TBCC)推进，发动机燃料为液氢，飞行速度Ma=7。试飞器依旧需要母机投放，但是不采用飞马座火箭助推，而是用自身的火箭或涡轮发动机加速到Ma=3～3.5，之后由亚燃/超燃冲压发动机加速到Ma=7左右。X243B原计划将耗资约6亿美元，但该计划在酝酿时就被终止了。
1.1.3 X243C
X243C机身长4.3m～4.8m，质量为1271.2kg～1362kg，采用3台并联的碳氢燃料超燃冲压发动机推进，飞行速度Ma=6。其发动机设计以空军HyTech项
目技术为基础。2004年3月18日，X243C计划被取消。2005年3月，NASA总部又要求X243C项目组提交后续工作计划，因此NASA兰利研究中心于2005年5月起草了一
项发展X243C的修正方案。为了响应美国政府重新恢复对高马赫数飞行器的极大兴趣，波音公司从2005年第二季度开始加紧了高超声速验证机项目的研究步伐，其中之一即“翻修”X243C。2005年美国从国会指定的专项资金中拨出2500万美元作为NASA2005财年继续X243C研发的专项资金。
图2 X243C高超声速研究飞行器
1.1.4 X243D
X243D采用氢燃料超燃冲压发动机推进，飞行速度Ma=15。该计划目前虽已明确提出，但某些要求还在不断变化。飞行器所要求的一些部件的研究工作已经展开。
1.2 可重复使用的组合循环飞行验证器(RCCFD)计划
有资料称RCCFD即为X243B，估计是由X243B计划终止后演化而来的。该计划的最初目标是组合循环推进技术的演示验证，目前它已经扩展到全球到达技术，而且成为NASA和美国空军联合开发的一个项目，计划在2011年进行Ma=7的飞行。RCCFD采用(RBCC或TB2CC)碳氢燃料冷却组合/复合循环推进系统。初步研究表明，飞行器长度大约为10.668m～13.716m。RCCFD于2004年开始第二阶段研究工作，多项关键技术尚未取得突破。该计划预计耗资1.25～1.4亿美元。
1.3 从美国本土投送与应用兵力(FALCON)计划
FALCON计划由美国国防高级研究计划局(DARPA)和美国空军联合推出。DARPA 负责整个计划的管理工作，美国空军太空司令部航天与导弹系统中心协助DARPA 进行项目管理，空军太空司令部航天与导弹系统中心/第12特遣部队和美国空军研究实验室提供技术支持和辅助进行里程碑评审工作。该计划旨在发展一种能在2h之内攻击远在16679km之外目标的高超声速武器系统，开发和验证可以使进行全球快速打击的近期和远期目标变为现实的一套技术，与此同时验证低成本响应型太空运输能力。它包括两大任务:一是开发作为高超声速试验飞行器或小型军事卫星助推器的小型发射飞行器(SLV)；二是验证能到2025年实施全球打击的高
超声速巡航飞行器(HCV)所需的技术。FALCON计划分为三个阶段。第一阶段包括小型发射飞行器(SLV)的方案设计、性能预测、确定费用指标、发展和验证，为期约6个月；第二阶段为设计与研制，包括初始飞行试验，为期36个月；第三阶段为武器系统验证，为期30个月。FALCON计划第一阶段总经费为1000万美元。目前该计划已进入该阶段。第二阶段的主要任务是研制并验证高超声速飞行器技术。这些技术包括耐久性高温材料、热防护系统、先进的制导、导航与控制、高效气动构型和创新的推进概念。
1.4 自由飞行大气层超燃冲压发动机试验技术(FASTT)计划
FASTT计划由DARPA和美国海军研究办公室(ONR)联合实施。该飞行器把超燃冲压发动机集成到导弹结构中，飞行器长约2.69m，直径280mm。采用碳飞航导弹氢燃料的发动机在18.24km的高空与助推火箭分离后，发动机点火，并以Ma=5.5的速度推进该飞行器飞行。作为FASTT计划的一部分，2005年12月10日，美国ATK 公司、DARPA和ONR成功进行了以超燃冲压发动机为动力的飞行器的地面发射和飞行试验。这是以普通液体碳氢燃料超燃冲压发动机为动力的飞行器首次自由飞行。试验中发动机采用JP210燃料，至少飞行了15s。
1.5 HyFly计划
HyFly是一项高超声速飞行验证计划，是DARPA1998年提供给波音公司的可负担得起的快速反应导弹验证器(ARRMD)计划的延续。其目的是在飞行中开发和验证近期就可应用于导弹上的高超声速飞行的先进技术。这个为期4年的研究计划由DAR2PA和ONR联合出资实施。Hy2Fly高超声速导弹为轴对称设计，采用双燃烧室冲压发动机，Ma=6.5，飞行高度27km，射程1100km。HyFly总共计划进行5次飞行发射试验。2005年1月26日第一次飞行发射试验，进行了该试验导弹的非动力发射试验，验证导弹与载机的安全分离以及导弹的制导和控制性能。2005年8月28日第二次飞行发射试验成功地验证了HyFly导弹助推段性能，试验载机为F215E 战斗机，发射后该试验导弹的固体火箭助推器点火，飞行马赫数超过3。在接下来的3次飞行试验中，试验飞行器将由助推器和双燃烧室超燃冲压发动机(DCR)推进，并且达到Ma=6以上。
1.6 HyTech计划
HyTech计划由美国空军、NASA和普惠公司联合开展，项目总金额预计为1.4亿美元，目的是验证能够在Ma=4～8范围飞行、射程1400km的高超声速导弹用液体碳氢燃料双模超燃冲压发动机的实用性、性能和结构耐久性。该计划始于1996年。在进入飞行试验之前，该计划有3个重要的步骤，分别是研制性能试验发动机(PTE)、地面验证发动机1号(GDE21)和地面发动机2号(GDE22)。2003年，该计划完成了世界首台碳氢燃料超燃冲压发动机的飞行质量地面试验，2002年9月到2003年6月期间，GDE21在Ma=4.5和Ma=6.5的条件下进行了大量试验，可靠地产生了巨大的净推力。2004年采用完全一体化燃油系统的GDE22开始全尺寸试验。2007年夏天利用GDE22改型的发动机将开始Ma=6～7的自由飞行试验，超燃冲压发动机工作时间为5min～10min。自由飞行试验如果成功，将再进行2次飞行试验。该计划将于2010年结束，2010～2015年，高超声速空对地巡航导弹将初步具备作战能力。
1.7 碳氢燃料超燃冲压发动机技术(HySET)计划
作为美国空军研究实验室(AFRL)的HySET计划的一部分，2005年普惠公司空间推进部制造出一台名为GTD22的新的高超声速地面验证发动机GTD22是AFRL投资5800万美元进行为期9年研究的成果。该发动机的特点是采用可变几何进气道，
并模拟了可重复使用的入轨或全球到达推进系统的结构。GTD22发动机于2005年10月在NASA兰利研究中心进行Ma=5的地面试验，2006年将进行Ma=7的地面试验。这些试验将是采用碳氢燃料的超燃冲压发动机在高超声速条件下的首次试验。在GTD22试验结果的基础上，由美国空军、普惠公司和波音公司组成的联合小组将于2008年开始超燃冲压发动机验证机/乘波器的飞行试验。
1.8 助推到巡航(BoosttoCruise)计划
该计划由美国ATK公司自筹资金实施，希望能够得到美国国防部或NASA的认可和资助。它的目的是研制一种高超声速巡航导弹，Ma=5，可携带113kg战斗部，射程>1110km。该导弹的超燃冲压发动机(采用JP210燃料)在固定马赫数(Ma=5)下工作，采用在固体火箭发动机中得到充分证明的热管理技术。目前，该计划已进行了超燃冲压发动机的地面试验，2006年将进行发动机的自由射流试验。ATK 公司打算今后3年内进行飞行试验。
1.9 先进空间运输计划(ASTP)
ASTP计划的目的是研究单级入轨技术。该计划用先进的火箭/冲压组合循环一体化发动机，通过RBCC技术加速飞行器，并使之进入地球轨道。其中，管道火箭用于起飞和低速飞行阶段，冲压发动机用于Ma=2.4～6的飞行阶段，超燃冲压发动机用于Ma=6～8、飞行高度42km的飞行阶段，常规火箭用于Ma>8的高空飞行阶段。通过这一计划，到2025—2030年左右，将使低轨道发射的成本降低为原来的1/100，即达到100美元/0.4536kg，同时可靠性提高1000倍。该技术目前已取得重大进展，美国正在选择用于试飞的飞行器，并确定具体的试飞方案。一种可能的方案是在D221飞机上安装RBCC发动机。D221飞机是超声速高空侦察机SR271的前身，全长12.8m，翼展5.8m，质量5t，巡航高度26km～29km，巡航速度Ma=3。飞行试验时，D221飞机被B252飞机投下后，RBCC开始工作直到Ma=4，然后滑翔着陆，从而验证管道火箭与冲压发动机之间转接的可靠性。
1.10 ScramFire计划
该计划正由美国ATK公司与DARPA和美国陆军联合进行，目的是给陆军和海军的炮弹增加由固体燃料气体发生器提供燃料的超燃冲压发动机助推装置。
2 俄罗斯
2.1 冷(ХОЛОД)计划
冷计划由俄罗斯巴拉诺夫中央航空发动机研究院和茹科夫斯基中央发动机研究院等单位共同实施。试飞器为轴对称形状，包括使用氢燃料的亚燃/超燃冲压发动机、燃料监控/测量系统、遥控系统等。总质量595kg、长4.3m、最大直径750mm，可以携带18kg(300L)液氢燃料。1991—1998年期间，该计划共进行了5次验证性飞行试验。这5次试验成功之处包括以下几点:1)实现了亚声速燃烧向超声速燃烧的转变；2)飞行马赫数最高达6.5；3)获得了Ma=3.5～6.45飞行速度和相当高的动压飞行条件下有关亚声速和超声速燃烧的飞行试验数据；4)冷高超声速试飞器、超燃冲压发动机模型、试飞器发射系统已经成为一套很完善的试验设备。在这5次飞行试验中，第一次是俄罗斯自筹资金进行，第二、第三次是与法国合作进行，第四、第五次是与美国合作进行。估计一次飞行试验所需费用在100万美元以上。
2.2 鹰(ИГЛА)计划
鹰(ИГЛА，英译IGLA)计划由俄罗斯中央航空发动机研究院和中央空气动力研究院共同开展。IGLA试飞器为升力体布局，机体下方配置有3台二维三模态再生致冷超燃冲压发动机，使用液氢燃料。试飞器长7.9m，翼展3.6m，最大升阻
比3.15，发射质量2200kg，Ma=6～14，飞行高度20km～100km，自主飞行时间7min～12min。发动机总长1.9m，质量200kg，推力144157N，液氢燃料质量/体积为
18kg/300L，液氢燃料流速1kg/s，入口截面积0.26m2，相对喉道面积0.09，相对燃烧室出口面积1.45。2001年6月IGLA成功进行了飞行试验，2004年2月又在俄罗斯安全22004战略演习中进行了发射试验。试验中都使用Тополь白杨/镰刀(SS225)导弹作为助推器。IGLA计划地面试验需33个月完成，需经费约3300万美元，而整个计划(完成一次飞行试验)则需要5000多万美元。
图3 Х290/ГЕЛА公开展示
2.3 鹰31计划
鹰31计划由俄罗斯火炬设计局、米格设计局、图拉耶夫联盟设计局等单位共同开展。鹰31试飞器由C2300A防空导弹系统的48H6导弹改型而来，试验时由米格231战斗机挂载在机腹下发射。在其前弹体外侧，对称安装2台试验用超燃冲压发动机，前弹体卸去战斗部和无关设备之后安装测试设备。前后弹体可以分离，后弹体部分作为助推器，分离后前弹体按程序控制飞行试验。试验用超燃冲压发动机为双模态发动机，Ma=5～6。该项目进行了大量的地面试验，结果证明在给定的马赫数、雷诺数和总温范围内，燃烧室可以实现超声速(Ma=1.1～1.2)稳定燃烧；燃料供给和混合系统可以实现空气—燃料混合物稳定点火和燃烧；在最佳组合燃料混合系统、超燃冲压发动机导管几何尺寸的条件下，可获得充分燃烧，且效率达到95%。另外，在试验条件下，所有部件都是完好无损的。飞行试验的程序是:米格231战斗机将试飞器带到15km～17km的空中，加速至Ma=2.5～2.6，之后进行机动爬升，试飞器以20°～30°的飞行轨迹角分离、点火，10s之后，达到Ma=10，然后试飞器进入水平飞行。具体是否进行了飞行试验不得而知。
2.4 彩虹2D2(РАДУГА2Д2)计划
彩虹2D2计划由俄罗斯彩虹设计局和巴拉诺夫中央航空发动机研究院共同开展。彩虹2D2试飞器由AS24远程战略巡航导弹改装而成，射程570km，Ma=2.5～6.5，飞行高度15km～30km，最大速度持续时间70s。测试和试验设备安装在弹体内中、下部和弹体下方的整流罩中。虽然进行了大量的地面试验，但至今尚无彩虹2D2
飞行试验的详细报道。但据彩虹设计局负责人介绍，参加该计划的德国在其本土进行的飞行试验取得了成功。彩虹2D2试飞器在1997年的航展上曾被公开展示，但后来其详细报道却很少。预计彩虹2D2试飞器一次飞行试验的费用在1000万美元以上。
2.5 Х290/ГЕЛА(GELA)
俄罗斯彩虹设计局的Х290(1995年公开展示，代号ГЕЛА，英译GELA)目前已进入飞行试验阶段，曾多次装载在图295飞机上进行发射试验。但据称试验中遇到了很多问题。该导弹长12m，翼展6m～7m，射程3000km，设计飞行速度Ma=5，飞行高度7km～20km，导弹采用空中发射方式，发射高度为7km。
3 法国
3.1 Promethee计划
Promethee计划由法国航空航天研究院(ONERA)和法国航空航天2马特拉公司合作实施，目的是研制一种长6m，发射质量1700kg(含2台固体助推器)，采用碳氢燃料双模态冲压发动机推进的空对地导弹。导弹的前部安装弹头和弹上设备，中部安装发动机结构的冷却系统和燃料箱，后部是冲压发动机和喷管。该计划第一阶段曾用了3年时间对导弹进行研究和设计，1999年选择了推进系统，这是一种使导弹速度达到Ma=1.8～8的可变几何进气道冲压发动机，导弹靠固体助推器起飞。2003年3月发动机成功进行了第一次燃烧试验。2004年开始该计划第二阶段工作，对推进系统的全尺寸模型进行地面试验，试验进气道和燃烧室的性能。
3.2 高超声速应用研究的组合
吸气式发动机计划(JAPHAR)JAPHAR计划的目的是验证空气动力学计算模型(包括对发动机前部远场、进气道、燃烧室、喷管、超声速燃烧的建模并进行计算)，也有助于论证能以Ma=4～8的速度飞行的试验飞行器。自1997年以来，法国航空航天研究院与德国航空航天研究院共同实施该计划，4年内共获得1200万欧元的经费，其中大部分经费用于液氢双模冲压发动机的研制和试验。
4 德国
4.1 HFK2L1导弹
HFK系列导弹由欧洲航空防务与航天公司(EADS)LFK分公司设计制造。该高超声速导弹主要用于近程防空和超近程防空，导弹长2.8m，采用固体火箭发动机，最大飞行速度Ma=6。1995年HFK2L1导弹在德国密尔杜夫成功进行了飞行试验，最大速度Ma>5。1998年11月26日同样在密尔杜夫进行的飞行试验以失败告终，导弹在试验开始0.2s后爆炸。
4.2 HFK2L2导弹
HFK2L2导弹采用侧向喷流偏转舵和功率更大的拜尔化学公司的火箭发动机，推力为230kN，在发射后8s之内飞行速度达到Ma=6，瞬时过载达到400。该导弹曾在德国北海海岸靶场进行过试射，飞行速度Ma=6。
4.3 HFK2E0导弹
HFK2E0导弹采用与俄罗斯的Р277空空导弹相似的栅格舵面气动控制，其控制信号输入的灵敏度比采用常规舵面控制要高25倍。该导弹于2002年在德国北海海岸靶场试射成功，飞行速度Ma=6.6。
4.4 HFK2E1导弹
HFK2E1导弹采用平面舵面取代栅格舵面，并采用了碳纤维材料，安装一台拜尔化学公司的火箭发动机，推力为100kN，发射时为近似的水平弹道，在发射后数秒钟之内速度达到并超过Ma=7，飞行高度低于300m。2003年10月23日，该导弹
在德国武装部队靶场试射成功，飞行Ma>7。下列研究目标已经全部达到:飞行速度增加到Ma=7以上；研究了气动加热和空气动力现象及其对结构机制的影响；对元件和材料样本进行了测试；对拜尔公司设计的高功率发动机的性能特点进行了验证；同2002年试射的HFK2E0导弹不同之处是采用平面舵面取代栅格舵面，以同极高的飞行速度相适应。德国政府于2003年底取消了2004年1月该项目的全部经费，因此，这次试射可能是HFK系列导弹的最后一次发射
试验。
5 日本
5.1 高超声速运输机计划
高超声速运输机计划由日本通商产业省(MITI)1989年提出，实施2项为期8年的技术研究计划:1)高超声速推进研究计划:重点研制涡扇/冲压组合循环发动机。美、英、法的4家主要发动机制造商参加该计划，要求涡扇发动机产生266937N 的推力(海平面)，冲压发动机在Ma=5的巡航速度和20880m巡航高度时能产生115718N的推力。高超声速推进研究计划耗资2.1亿美元。2)高性能材料研究计划:重点开发耐高温的金属互化物(高比强度和高熔点)和碳2碳复合材料及钛铝基碳化硅纤维增强的复合材料，以用于制造高超声速运输机机体或发动机。高性能材料研究计划耗资1.1亿美元。日本期望在2020—2030年研制出高超声速运输机。
5.2 超声速/高超声速运输推进系统(HYPR)计划
HYPR计划的目的是为发展飞行速度Ma=5的超声速/高超声速运输(SST/HST)飞机的推进系统奠定技术基础。该计划为期10年，自1989年开始，到1999年3月结束，证明了一种组合循环发动机(CCE)用于SST/HST的可行性。该CCE是一种变循环的涡扇发动机(VCE)和采用甲烷燃料的冲压发动机的组合。目前，日本已经发展并运转了世界首台组合循环发动机。HYPR计划有美、英、法等国公司参与，总共耗资大约3亿美元。
6 印度
6.1 先进吸气式跨大气层研究飞行器计划
该计划旨在设计一种小型的(其尺寸小于米格225战斗机)、可重复使用的、用氢作燃料的单级入轨空天飞机。该飞行器将采用涡扇/冲压发动机作为动力，水平起飞后并爬升到巡航高度，然后用超燃冲压发动机接力工作，达到Ma=7的巡航速度，最后用火箭发动机加速空天飞机进入轨道，若不用火箭发动机，就成为高超声速飞机。目前，印度已在两个关键领域取得了明显进展:1)在实验室里成功地进行了一次用氢作燃料的超燃冲压发动机的点火试验；2)印度科学院在模拟飞行条件下利用涡流管空气分离技术产生出液氧。同时，印度也正在维克拉姆·萨拉巴航天中心(VSSC)建造其第一座高超声速风洞(HWT)，在当今世界上只有少数几个国家拥有高超声速风洞。
6.2 其它
印度国防研究与发展组织(DRDO)在2005年2月称，某项高超声速导弹试验计划已经启动，在3～5年内就可以准备好验证机，其已经开始了纯理论的研发。这项技术需要发展导弹用特殊发动机和材料，还有能提供持续高速的燃料。DRDO 正在进行超燃冲压发动机的研制。另外，印度国防研究与发展实验室(DRDL)在近几年也做了大量工作，准备于2007年试飞一型高超声速飞行器。DRDL已经要求安得拉邦政府在市郊提供8km2的土地，以建立该项目的基础设施。
7 HyShot国际研究计划
HyShot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演示验证。该计划始于1999年，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。飞行试验利用TerrierOri2onMk70固体火箭搭载超燃冲压发动机，在火箭再入大气层到达30km高度、Ma=7.6时，模型发动机开始工作。在第2次试验中，搭载了英国研制的超燃冲压发动机，实现了超声速燃烧，持续大约6s。HyShot国际研究计划由澳大利亚昆士兰大学主管，昆士兰大学曾首次在公开文献中报道在1993年的地面试验中验证了超燃冲压发动机的推力大于阻力。据英国《防务新闻》2006年4月10日报道，澳大利亚昆士兰州政府将为昆士兰大学的超燃冲压发动机项目提供200万澳元(146万美元)的研究经费，从而使该项目获得巨大的财政支持。此外，昆士兰大学还将与波音公司和澳大利亚国防部的国防科学和技术机构合作研制超燃冲压发动机的原型机，他们将要解决的问题之一是发动机在超过2000℃工作时所产生的热量，同时还将设法研制能够在7min～10min内自由飞行1000km的超燃冲压发动机。
8 我国
我国也开始进行超燃冲压发动机关键技术探讨与研究，主要的一些研究单位实现了煤油自燃点火，有的已实现超燃点火（气氢点火），且均测得净推力。同时，还开展了发动机冷却与热结构研究及飞行器一体化设计研究。总而言之，国内的研究仍处于起步阶段。
在高超声速飞行器外形设计领域的进展，国内似乎反映平淡，从公开发表的论文看，国内在该领域的进展显得微乎其微，基本都是对乘波体外形进行优化之类。因此开展乘波飞行器的研究，跟踪国外在该领域的最新进展尤为必要。
目前，国内主要研究单位有：中国科学院力学研究所高温气体动力学重点实验室、中国科学技术大学近代力学系激波实验室、中国科学技术大学国家同步辐射实验室、南京航空航天大学能源与动力学院（张堃元）、国防科学技术大学航天与材料工程学院、中国科学院金属研究所材料科学国家实验室、哈尔滨工业大学高超声速技术研究中心（于达仁）。
二、超燃冲压发动机原理及关键技术
超燃冲压发动机的研究指对应飞行马赫数Ma>6，以超声速燃烧为核心技术的冲压发动机技术，它的应用背景是高超声速巡航导弹、高超声速飞机、空天飞机以及未来的以RBCC组合循环为动力的单级天地往返运输系统。从目前看，最先得到应用的领域将是高超声速巡航导弹。
图4 超燃冲压发动机工作图
1 超燃冲压发动机原理
冲压发动机由进气道，燃烧室和尾喷管组成。发动机的迎面来流（空气流）首先进入进气道，进气道将来流的部分速度能转变为压力能，完成压缩过程，滞止到一定速度的气流进入燃烧室，与喷入的燃料迅速混合，在等压条件下进行燃烧。燃烧后的高压、高温燃气，经收敛－扩张喷管加速后喷出，产生推力。
2 超燃冲压发动机特点
冲压发动机具有以下优点：它可以利用大气中的氧气做为氧化剂，所以冲压发动机在高超声速飞行时，经济性能显著优于涡喷发动机和火箭发动机；发动机内部没有转动部件，结构简单，质量小，成本低，推重比高。冲压发动机也有某些缺点：不能自身起动，需要助推器加速到一定速度才可工作，但这个缺点并不突出；对飞行状态的改变较敏感，当在宽马赫数范围内飞行时，要对进气道进行调节，这样使得进气道结构复杂。
3 超燃冲压发动机关键技术
超燃冲压发动机技术涉及到空气动力学、气动力学、计算流体力学、燃烧学、传热学、材料学等多学科前沿问题，并相互交叉，是超声速燃烧、吸热型碳氢燃料、结构热防护、发动机/飞行器一体化设计、地面模拟试验和飞行演示等众多高新技术的集成。
3.1 发动机/飞行器一体化设计技术
高超声速飞行条件下，飞行器的阻力会显著增大。冲压发动机在飞行器中的合理布局可明显减小阻力，获得大的升阻比（一般要求>3），升阻比会大大影响飞行器的飞行距离。同时，发动机在飞行器中的布局会影响到飞行器外形，对进入发动机的气流流量大小、流场品质也有重要影响，另外还会影响到导引头及控制制导设备的布局。因此，冲压发动机设计中，必须强调和总体的一体化设计，这是和使用纯火箭发动机飞行器设计的重大区别。一体化研究的主要内容包括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。根据发动机及弹体参数计算飞行弹道，证明飞行器性能是否满足总体要求，这个过程可能需要多次反复协调才能完成。
3.2 超燃冲压发动机总体技术
总体技术主要涉及协调与飞行器总体的关系，约束发动机各部件及性能指标，包括发动机总体性能优化选择、总体结构形式、热防护结构各部件形式选择与性能要求、燃油供应系统控制等。超燃冲压发动机在设计点有高的性能，但当偏离设计点时性能迅速下降，这就给发动机设计带来困难。因此，如何优化设计，使超燃冲压发动机在较宽的马赫数范围内具有较高性能显得非常重要。
3.3 进气道技术
进气道的功能是利用迎面高速气流的速度冲压，有效地将其动能转换为位能，提高气流压强和温度。一体化设计要求进气道不仅是飞行器的部件，同时又是飞行器总体的组成部分，对进气道的要求应是动力装置和飞行器两者对它的要求。对进气道的设计要求是：有高的总压恢复系数（因为总压代表气流的做功能力），流量系数大，阻力系数小，出口气流流场畸变指数小，这些性能要求与进气道的几何形状密切相关。进气道对附面层、壁面摩擦、附面层与激波的相互影响也很敏感，且各指标间相互矛盾。进气道形式有很多，典型的超声速进气道有轴对称进气道和二元进气道等，选择何种进气道和飞行器总体有很大关系。进气
道研究与设计要以空气动力学、气体动力学、计算流体力学和风洞模拟实验技术为基础。由于计算流体力学和计算机技术的发展，在以后的计算中应采用粘性流场来计算，这样可以更准确地预估出进气道的实际流场。显然，数值分析方法的可靠性和精确度还需试验结果的验证。从目前看，超声速飞行器要实现远距离飞行，大多采用升力体外形，发动机后置，并采用下颚式进气道，这种布局确实有其优越性，容易拓展到以后的高超速飞行器。
3.3.4 燃烧室技术
超燃冲压发动机工作时，来流在燃烧室燃烧时以超声速流动，滞流时间只有几毫秒，在如此短的时间内要实现燃料的喷射、雾化、掺混、点火、稳定燃烧是很难的。超燃冲压发动机为适应飞行器不同马赫数下的工作要求，需要在同一燃烧室中实现亚燃和超燃双模态燃烧，这是超燃冲压发动机实现工程应用的关键技术。实现双模态燃烧目前有两种办法：一种是通过控制燃料喷射位置、燃烧程度来实现。但是燃烧控制非常困难，因为其不仅受到燃料的物理化学状态、喷射情况、燃料与空气的掺混情况、燃烧室中涡流及附面层等因素的影响，且要求在飞行马赫数及设计油气比范围内稳定燃烧。另一种方法是通过调节燃烧室通道的几何面积来适应双模态燃烧要求，但由于燃烧室温度高达2000K～3000K，使得几何调节结构设计相当困难。如何可靠点火并使燃烧稳定和增强混合技术也是超燃冲压发动机燃烧室关键技术之一。燃烧室的另一关键技术是冷却。超燃冲压发动机外部是高超声速气流，气动加热很严重，计算表明，当飞行器马赫数达到6 时，飞行器头部来流滞止温度达1700K，而发动机内部流场气流总温可达3000K 以上，因此必须采用主动冷却的方法来保证发动机正常工作。在发动机冷却中，只能采用燃料冷却，而发动机工作中所需的燃料流量很小，这就给发动机的结构热防护带来更大困难，尤其是采用碳氢燃料（如煤油）时更是如此。超燃发动机点火技术也是一项具有挑战性的课题。目前的点火方式有自燃点火，加气氢辅助点火等，也可以借鉴火箭发动机的研制经验，考虑用强制点火的办法（如火炬点火等）实现超燃冲压发动机点火。
3.5 燃油供应与控制技术
超燃冲压发动机要求在宽马赫数范围内工作，其高速度、大空域、机动飞行的特性要求燃油供应系统具有调节能力，以使发动机获得满意的性能。这项技术的关键是总体确定由哪几个参数作为反馈来调节油气比。燃油调节系统可借鉴航空发动机燃油供应系统的设计方法，并利用先进的计算机技术实现控制。
3.6 燃料技术
目前使用的燃料可分为两大类：一类是液氢，另一类是碳氢燃料（如煤油）。液氢由于有高的性能、易实现点火、且是优良的冷却剂，在超燃冲压发动机研制中广泛应用。但液氢属于低温推进剂，使用维护复杂，且密度低（0.07g/cm3）、体积大、仅适用于高速飞机及单级入轨空天飞机组合循环系统。近年来，高超声速技术在导弹武器系统的应用前景日趋看好，各国加紧进行碳氢燃料的研究。碳氢燃料价格低廉，且易于使用维护，特别适用于导弹武器系统使用。但是碳氢燃料点火滞后时间比氢长一个数量级以上，火焰传播速度比氢的火焰传播速度要低一个数量级，这样碳氢燃料点火和稳定燃烧相对于液氢就比较困难。典型的碳氢燃料是煤油。针对煤油点火困难这一难题，有的研究者采用加入气氢的办法解决了点火问题。此种方法在以后的研究中仍值得借鉴。近年来，人们将研究重点集中到吸热型碳氢燃料的研究中，该燃料的关键技术是催化裂解、防止结焦。另外，在吸热型碳氢燃料中还可考虑加入添加剂的方法，加快相变裂解，以便于点火燃
烧。
3.7 发动机热结构设计、耐热材料
超燃冲压发动机的各部分结构要能承受飞行器高速飞行时的气动加热及高过载，发动机热结构设计很关键。比较一致的看法是，必须采用燃料主动冷却的方法来设计热结构，同时应尽快开展耐热、高强度材料（如陶瓷、复合材料等）的研制。否则，超燃冲压发动机将无法实现工程应用。
三、高超声速飞行器外形设计
乘波体是一种前缘都具有附体激波的超音速或高超音速飞行器。由于激波附着于乘波体的前缘，所以可以防止下表面的高压气流“漏到”上表面，因此与传统的超音速或高超音速飞行器相比，这个特点使乘波体飞行器具有很高的升阻比。
现代导弹的设计，不管是近距、远距还是巡航导弹，都要求具有快速、大机动、阻力小以及足够的射程等性能。在保证足够的有效容积的前提下，给出具有最小阻力、最大升阻比的气动外形就成了导弹弹体设计的主要标准之一。在众多低阻飞行器的气动外形设计中，乘波体外形就是其中非常想的一种，成为航空航天领域很多高超音速飞行器的首选气动外形之一。1959年Nonweiler教授最早提出了乘波外形的概念，这种外形形状独特，在设计飞行条件下，恰似踏波而行，故冠之以“乘波外形”。在三维情况下，普通外形的飞行器下表面的流体从侧面向上表面流动，造成下表面上流动产生横向分量，导致飞行器升力减小，因此，常规外形已经不能满足高超音速飞行条件下的性能要求，而乘波构型由于激波附着在前缘，下表面横向流动分量很小，因此被广泛应用于高超音速飞行器设计中。
图5 典型的乘波体外形——B-52翼下的X-51A
X-51及高超声速飞行器简介
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
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
高超声速飞行器结构材料与热防护系统
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,
高超声速飞行器动力技术介绍及部分国家发展现状
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
A280-飞机总体设计-matlab-SRR-DT12-新型高超声速飞行器
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。
PID高超声速飞行器姿态控制中的应用展望
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。
高超声速飞行器发展现状
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
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
高超声速飞行器若干问题研究进展_陈予恕
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
国外吸气式高超声速飞行器发展现状
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
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汇总
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
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
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
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