高超声速飞行器的飞行特性资料
高超声速飞行器的动力需求分析
高超声速飞行器的动力需求分析在当今航空航天领域，高超声速飞行器的发展正成为研究的热点。
高超声速飞行器具有极高的飞行速度和复杂的飞行环境，这对其动力系统提出了极其苛刻的要求。
为了实现高超声速飞行，深入分析其动力需求至关重要。
高超声速飞行器的定义通常是指飞行速度超过 5 倍音速的飞行器。
这种极高的速度使得飞行器在飞行过程中面临巨大的气动加热、空气阻力和复杂的流场变化等问题。
而要克服这些问题，强大而高效的动力系统是关键。
首先，从速度需求来看，高超声速飞行器需要具备在短时间内加速到极高速度的能力。
这就要求动力系统能够提供巨大的推力。
传统的航空发动机在这样的速度条件下已经无法满足要求，因为随着速度的增加，空气的压缩和加热会导致发动机性能急剧下降。
在高超声速飞行条件下，飞行器所面临的气动加热问题极为严重。
飞行器表面的温度可能会高达数千摄氏度，这对动力系统的材料和冷却技术提出了极高的要求。
材料需要具备耐高温、高强度和抗氧化等特性，同时冷却技术要能够有效地将热量带走，以保证动力系统的正常运行。
空气阻力也是高超声速飞行器面临的一大挑战。
随着速度的增加，空气阻力呈指数级增长。
为了克服巨大的阻力，动力系统需要具备很高的功率密度，即在较小的体积和重量下产生足够大的功率。
从飞行高度和环境的角度来看，高超声速飞行器可能会在不同的高度和大气条件下飞行。
这就要求动力系统具有良好的适应性，能够在不同的气压、温度和氧含量等条件下稳定工作。
在动力类型的选择上，目前主要有几种可行的方案。
一种是超燃冲压发动机，它利用高超声速气流的冲压作用实现燃烧和推力产生。
超燃冲压发动机在高超声速飞行时具有较高的效率，但它在低速时无法工作，因此需要与其他动力系统组合使用。
另一种是火箭发动机，其推力大、工作范围广，但燃料消耗率较高，限制了飞行器的航程和有效载荷。
组合动力系统也是一种发展趋势，将不同类型的发动机组合在一起，以充分发挥各自的优势。
例如，涡轮基组合循环发动机将涡轮发动机、冲压发动机和火箭发动机的特点相结合，可以适应从低速到高超声速的广泛飞行速度范围。
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。
高超声速飞行器气动特性估算与分析
西北工业大学硕士学位论文高超声速飞行器气动特性估算与分析姓名：高建力申请学位级别：硕士专业：飞行器设计指导教师：唐硕20070301西北工业人学硕士学位论文２．２．１升力体气动特性：胁＞１时升阻比都比较高；ａ在Ｏ～２０之间升阻比增大变化显著；ａ＞２０后升阻比趋于减小。
优点：在较低的速度下能获得较高升阻比和较强机动能力；具有高热载荷、低热流率再入物理特性；在大迎角下和高超声速时有良好的气动力特性及高效的内部体积利用率。
缺点：外形复杂，设计与制造比较困难；经济性差。
应用范围：航天飞机、可重复使用运载器、空天飞机、亚轨道飞行器等飞行器。
图２．３典型的升力体高超声速飞行器外形２．２．２翼身融合体气动特性：胁＜１时升阻比随口变化显著，具有较高升阻比；胁＞ｌ时升留比随口变化不大，相对而言升阻比较低。
优点：气动阻力小，升阻比较高；结构重量轻、内部容积大，可使飞行器的飞行性能有较大改善；飞行稳定性好；翼身融合体也有助于减小飞机的雷达反射截面积，改善隐身性能。
缺点：外形复杂，设计和制造比较困难。
应用范围：超音速战斗机、战略轰炸机、超音速客机、航天飞机、可重复使用运载器、空天飞机、亚轨道飞行器。
高超声速巡航飞行器参数化建模ＣｏｓｍｏｓＭａｒｉｎｅｒＰｉｏｎｅｅｒＸＰＡｓｃｅｎｄｅｒＳｐｒｉｎｔ图２．４典型的翼身融合体高超声速飞行器外形２．２．３轴对称旋成体气动特性：＾妇＜１时升阻比较高；＾勿＞１时升阻比较低；口在０４６之间升阻比变化显著；ａ＞４时升阻比变化趋于缓和。
优点；在亚音速和超音速下阻力小，升阻比较高；具有良好的机动性能；结构简单而重量轻；设计与制造比较容易；在各种型号导弹中应用广泛；经济性好。
缺点：隐身性能差；在高马赫飞行中机动性能较差应用范围：亚音速导弹、超音速导弹等各类型号的地空、空空、空面及巡航导弹。
ＳＣＲＡＭｌ２．２．４乘波体ＡＮＦ图２．５典型轴对称旋成体高超声速飞行器外形乘波体的概念是在１９５９年由诺威勒（Ｎｏｎ、耽ｉｌｅｒ）提出的，诺威勒首先提出了有二元楔形流组成三元升力体的基本乘波体构想，后由ｖｅ蛐和Ｆ】ｏｗｅｒ，Ｎａｆｄｏ等研究出了叫做添字符八形弹翼或曰八形乘波体，从此引起各国气动专家的注㈣殛ｈ西北丁业人学顽十学位论文酏一场（ａ）（ｂ）图２．７源于锥形流动的乘波构形的生成原理具体的生成步骤为：首先，生成无粘锥体流场；然后，选择自由捕捉面，它与锥体激波相交的交线即为前缘曲线，通过前缘曲线到锥体底部向下游追踪流线，即可生成乘波构形的下表面，通过前缘曲线向后跟踪自由流流线直到锥体底部就可生成乘波构形的上表面，乘波构形上表面上的压力等于自由流压力，如图２．８（ａ）所示。
1-高超声速飞行器攻角特性数值研究
图 2 网格示意图 F ig. 2 Sketch map of gr idd ing
欧拉方程 :
( 1 )连续方程
9ρ 9t
+
9 9xi
(ρui
)
= Sm
(2)动量守恒方程
9 9t
(ρui
)
+
9 9xj
(ρui
uj
)
=-
9p 9xi
+ρgi
+ Fi
(3)能量守恒方程
∑ 9
9t
(ρE
)
9 + 9xi [ ui
项目
进气道 关闭
压力远场边界
质量出口边界条件 (燃烧室出口 )
p∞ / Pa M ∞
T∞ / K
·
m e / ( kg / s)
pe / Pa
T0 / K
2 511. 01 6. 0 221. 65 —
—
—
发动机
通流 2 511. 01 6. 0 221. 65
—
—
—
发动机 点火 2 511. 01 6. 0 221. 65 17. 62 25 000 3 000
3 高超声速飞行器性能分析
发动机点火工作状态下飞行器的等压线轮廓和马 赫数图如图 3、图 4所示 。
( a)攻角为 - 10° ( b)攻角为 - 5°
在设计状态下 ,即飞行高度为 25 km ,飞行 M a = 6, 进气道外压段的 3 道斜激波汇交于外罩唇口前缘 ,内 压段两道斜激波汇交于上壁转折角 ,如图 3 ( c)所示 。 高超声速飞行器在实际飞行过程中 ,为了有效跟踪和 攻击目标 ,它必须要面对带攻角的情况 。来流马赫数 和激波角固定时 ,气流经过斜激波后的转折角不变 。 随着攻角的增大 ,来流在垂直波面方向上的分量不断 增加 ,斜激波越来越强 。当来流方向发生改变时 ,楔角 处的斜激波强度发生变化 ,进而引起隔离段内激波系 发生变化 ,并在正攻角下有可能造成进气道的不起动 , 在负攻角下相对稳定一些 。斜激波角度随着攻角的变 化而变化 ;当攻角增大时 ,斜激波外移 。
吸气式高超声速飞行器控制
经验教训与启示
总结实际案例中的经验教训与启示，为后 续吸气式高超声速飞行器控制系统的设计 与实践提供借鉴与参考。
06
未来展望与挑战
吸气式高超声速飞行器控制技术的发展趋势
智能化控制
随着人工智能技术的进步，吸气式高超声速飞行器的控制技术将越来越智能化。先进的算 法和机器学习技术可用于实时决策和优化控制策略，提高飞行器的自主性和适应性。
导航与制导协同优化
综合考虑飞行器性能、任务需求和约束条件，对导航与制 导策略进行协同优化，实现任务成功率和效费比的最大化 。
智能导航与制导
引入人工智能、深度学习等技术，实现导航与制导系统的 自主学习、自适应和自主决策能力，提高复杂环境下的任 务执行能力。
05
吸气式高超声速飞行器的 控制系统设计与实践
终端制导
在接近目标时，通过高精度传感器对目标进行捕获和跟踪，实现精 确打击。要求传感器具有高分辨率、快速捕获和抗干扰能力。
复合制导
综合运用多种制导方式，根据不同飞行阶段和任务需求，实现优势互 补，提高制导精度和抗干扰能力。
导航与制导的集成技术
导航与制导信息融合
将不同导航系统和制导方式提供的信息进行有效融合，提 高导航与制导的整体性能。采用卡尔曼滤波、联邦滤波等 信息融合算法进行处理。
控制系统的鲁棒性问题
吸气式高超声速飞行器的控制系统需要具有很高的鲁棒性，以应对各种不确定性因素（如模型误差、外 部干扰等）。提高控制系统的鲁棒性将有助于保证飞行器的安全性和稳定性。
提高吸气式高超声速飞行器控制性能的建议和前景
加强跨学科合作
加大研发投入
建立开放合作机制
吸气式高超声速飞行器控制技术涉及 多个学科领域，包括航空航天、控制 理论、人工智能等。加强跨学科合作 ，促进不同领域专家的交流与合作， 有助于推动控制技术的创新与突破。
高超声速飞行器及其飞行状态控制
控制工程C ontrol Engineering of China May 2008V ol .15,S 02008年5月第15卷增刊文章编号:167127848(2008)S 020021203 收稿日期:2008203217; 收修定稿日期:2008203228基金项目:国家自然科学基金资助项目(60775048)作者简介:方存光(19722),男,安徽寿县人,副教授,博士,主要从事建模方法与智能机器人控制、汽车电子控制系统等方面的教学与科研工作。
高超声速飞行器及其飞行状态控制方存光1,2,孙 勇1,王 伟2(1.沈阳理工大学汽车与交通学院,辽宁沈阳 110168; 2.大连理工大学信息与控制研究中心,辽宁大连 116024)摘 要:概述了高超声速飞行技术研究的意义及发展现状,从气动外形、推进手段及气动热效应等方面探讨了高超声速飞行器飞行状态控制面临的挑战;从空气动力学理论、仿真手段、工作环境及流场特性方面指出飞行器飞行状态描述的复杂性,在回顾并评价目前高超声速飞行器飞行状态控制策略的基础上,提出了以工作环境及飞行速率为变量的多模型建模方法描述飞行器的飞行状态,以机理建模和伪动力学建模综合应用的方法建立飞行器高超声速飞行状态模型的思路,并针对其高超声速飞行特点探讨了可能的控制策略。
关 键 词:高超声速;飞行器;飞行状态;控制中图分类号:TP 242 文献标识码:AHypersonic Aircraft and Its Flying Status C ontrolF ANG Cun 2guang1,2,SUN Yong 1,WANG Wei2(1.Autom obile &T raffic School ,Shenyang Lig ong University ,Shenyang 110168,China ;2.In formation &C ontrol Center ,Dalian T echnology University ,Dalian 116024,China )Abstract :S ignificance and development of research on hypers onic flying technology are introduced.The challenges which hypers onic aircraft flying status control meets are discussed from propelling means ,aerodynamic profile and thermal effect.H AFS m odeling intricacies are expat 2icted from aerodymemics ,simulation means ,operation circumstance and flow field.A fter reviewing and estimating H AFS control policies ,the idea is proposed that describing H AFS by multi 2m odel method ,which takes operation circumstance and flying velocity as variaties ,and esta 2bishing H AFS m odel by mechanism m odel and pseudo dynamic m odeling method.And based on the characteristics of hypers onic flying ,the control policy is disscussed.K ey w ords :hypers onic ;aircraft ;flying status ;control1 引 言高超声速飞行器(HS A )一般指以火箭或超燃冲压发动机为主要动力,飞行速度达5马赫以上的飞行器。
高超声速飞行器发展探析
高超声速飞行器的发展探析1引言高超声速飞行器一般是指以火箭发动机或超燃冲压发动机为主要动力，在大气层内或跨大气层以Ma5以上的速度飞行的飞行器。
我国著名科学家钱学森先生最早提出“高超声速”这一概念，他在1945年发表的论文《论高超声速相似律》中，首次使用了“Hypersonic”来表述“高超声速”，后来该词得到广泛认可。
高超声速飞行器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。
高超声速飞行器具有飞行高度高、速度快、侧向机动性好的优点，能在很短的时间内抵达地球上任何一点，迅速打击数千或上万公里外的各类军事目标。
因此，美国、俄罗斯、欧洲、日本、以色列等国均投入大量的人力、物力对其进行研究。
同时，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，这也为高超声速飞行器未来的发展奠定了基础。
2高超声速飞行器基本概念及特点[1-3]高超声速飞行器主要在临近空间，以Ma6~15 的高速度巡航飞行, 其巡航速度及飞行高度数倍于现有的飞机；同时由于采用吸气式发动机，其燃料比冲远高于传统火箭发动机，而且能实现水平起降与可重复使用，因此空间运输成本将大大降低。
高超声速飞行器技术的发展将导致高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机等新型飞行器的出现，成为人类继发明飞机、突破音障、进入太空之后又一个划时代的里程碑。
高超声速飞行器具有飞行高度高、速度快、侧向机动性好的优点，能在很短的时间内抵达地球上的任何一点，迅速打击数千或上万公里外的各类军事目标。
这主要是因为它具有高性能动力推进系统。
超燃冲压发动机、脉冲爆震发动机是高超声速飞行器的关键技术。
目前，各国发展高超声速技术主要选用燃料可在高超声速内流中稳定燃烧的超燃冲压发动机。
超燃冲压发动机的适用范围为Ma5~16，飞行时不需要自身携带氧化剂，直接从大气中吸收氧气，作为助燃剂。
高超音速飞行器的种类和特点
高超音速飞行器的种类和特点
高超音速飞行器主要有两种形式：
1.旋成体：这类飞行器是三维空间中，由旋转曲面与底截面围成的物体，如俄罗斯的“匕首”高超音速导弹、弹道导弹、飞船的返回舱等，都属于旋成体，也是当前高超音速飞行器最常见的形体。
2.滑翔类高超音速飞行器：这类飞行器从大气层或临近空间机动再入、在大气层内无动力长时间高超音速机动滑翔飞行的飞行器。
其绕开高速动力瓶颈，重点突破气动外形、防隔热、制导控制等关键技术，形成灵活机动的打击武器。
高超音速飞行器的特点主要表现在其飞行速度和轨迹上。
它们的速度极快，能达到5倍音速以上，飞行轨迹复杂且飘浮不定，难以预测。
与弹道导弹相比，高超音速飞行器更难以让敌方反导系统拦截。
由于其具有这种高速和大机动性的特点，高超音速飞行器可以在短时间内对全球进行快速打击，具有重大的战略威慑力。
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• 将原点x1沿向平移至 x1 a 处，则有
r 2 y 2 x a2
x1 r cos a x 2 r sin
于是可得
r a 1 r cos a 1 x 1 a
2 2 2 2
2．1．1控制方程 1．在估算飞行器传热及气动载荷时，必须确定飞行器的飞 行轨迹。
2．如图2.1所示，以地球固定坐标系(x1,x2,x3)为参考系，定 义一旋转相对坐标系(x’1,x’2,x’3) 。则由牛顿定律 f ma 有 dV Ω V (2.1.1) a V 转
(2.1.6)
W C DS
弹道参数
(2.1.7)
W C LS
升力参数
(2.1.8)
4．当确定了 W / S , CL , CD ，以及初始条件 i , Vi , h i 及 i，飞行轨迹亦可求得。 5．飞行剖面： 应用(2.1.5)可给出再入飞行器飞行高度与速度的相关曲 线——飞行剖面。
2．不同的飞行轨迹对飞行器的气动力、
热设计有不同的要求： • 由于飞行轨迹越陡，边界层内的热耗 散率越大，温度升高率越大，热流率 越高。但所经历的路线越短，总热流 量越小。 • 飞行轨迹变化越缓慢，热流率越低， 所经路程越长，总热流量越大。
3. 为了解决气动加热问题，对于无升力 再入飞行器，一般采用烧蚀防热技术， 通过材料的烧蚀降低飞行器温度。 • 该类技术适用于飞行轨迹陡、热流率 高的飞行器。但烧蚀可导致飞行器几 何特征（包括外形与粗糙度）的改变， 从而严重影响飞行器的气动性能。 • 显然，还难以重复使用。
2 tan o 1 g o ro 2 cos r p ro sin o
p ro Vo cos o
2．将极坐标换成笛卡尔坐标，并设
a 1 - 2 / r 1 cos
2 Vo sin o cos o g o ro sin o
a 1 2
dt 固
Ω i 3 • 令： i 3 i ，则可以导出 3 ，则由 • 若 V V i1
i1 i 2 0 0 i 3 0 V 0 V
可以导出
Vi 2
W cos i 2 W sin i1 ma F Li 2 Di1 i mVi mV 1 2
• 消去V与
，得
2 r g r
2 r 0 r
(2.1.9)
(2.1.10)
• 令：r
2
p ，则(2.1.9)给出
2r p2 / r 3 r g
(2.1.11)
du dr u 1 / r ， 2 ，则(2.1.11)可以给出 令： d r d
• 2．1．2轨道力学
1．在轨飞行时，由于 1 ，(2.1.3)~(2.1.5)可简化成
2 g o ro V V2 2 cos r r
V
2 g o ro
r sin Vsin r Vcos r
2 2 g g o ro /r
其中，下标“o”表在轨飞行的参数。
• 于是，可以求出飞行器的纵向与法向力（图2.2）
L W cos mV D W sin mV
又 其对时间的积分给出飞行器的位置。 3．有
(2.1.2)
Vsinγ , r
Vcosγ rθ
V cos r
• 则由(2.1.2)有
其解为
2 g o ro d2u u 2 d 2 p
0
2 1 g o ro u 2 A cos 1 r p
r / r2 A sin u
o 0 r r 定义：当 ，于是 min 时， min
1 0 。代入上式，得
W mg
L V2 V cos 1 g W g r
（2.1.3)
V D / W sin g • 以h表飞行器的飞行高度，可以导出
(2.1.4)
V sin h r V cos r
(2.1.5)
L C LSV 2 / 2 D C DSV 2 / 2 – (2.1.6)给出以下定义：
2
2 2 2 2 2 2 x2 x 2 a a a 2 a x1 2 1
或
2 x1 2
• 对于飞船等无升力的非杀伤武器或民用飞 行器，由于无法机动调整飞行方向，但又 无需采用最短的路线返回地面，可采用比 弹头缓慢变化的飞行轨迹。 • 具有升力的飞行器由于可作一定的机动飞 行，如航天飞机、X-33升力体等无动力返 场的轨道器，可以采取变化最缓慢的飞行 轨迹。 • 对于下一代天地往返运输系统，由于具有 一定的巡航能力，其飞行轨迹可相对任意。
第二章 高超声速飞行器的飞行特性
2．1飞行轨迹分析
1．开展高超声速流动研究在于解决高超声速飞行器 的设计。 • 设计的要求取决于对飞行器研制技术的要求及使 用的要求。该要求是通过飞行轨迹的要求而提出 的。例如： • 对于战略弹头，必须优先要求从发射到终止的时 间最短，但又必须具有低级目标的最高精度。因 此，应选择最短的再入飞行轨迹。
4．对于升力体或有翼飞行器， • 若为一次性使用，如高超声速巡航导弹， 必须采用轻质半烧蚀或不可烧蚀的防热材 料；若为重复使用飞行器，必须采用不可 烧蚀的防热材料结合可靠的热结构设计。 • 航天飞机的经验表明，采用防热瓦阵存在： 重量大、研制与生产成本高、工艺要求苛 刻。 • 目前热防护材料、热结构设计是可重复使 用天地往返运输系统的难题之一。