高超声速飞行器若干问题研究进展_陈予恕

合集下载

高超声速飞行器建模研究

高超声速飞行器建模研究作者：欧阳一方来源：《科技创新导报》 2014年第23期欧阳一方(中国商飞上海飞机设计研究院上海 201210)摘要：该文基于NASPWinged-cone高超声速飞行器模型，研究了高超声速飞行器六自由度模型建立方法，并基于面元法计算的气动力对其纵向模态特性进行了初步研究，了解了高超声速飞行器纵向长短周期特性。

该建模方法为初步分析、计算、模拟和表征高超声速飞行器运动规律的研究提供了方法。

关键词：高超声速飞行器六自由度纵向模态特性中图分类号：V475文献标识码:A文章编号:1674-098X(2014)08(b)-0059-02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。

我国对高超声速技术的研究还处在起步阶段，正积极研究高超声速飞行器关键技术中的核心问题。

该文主要针对高超声速飞行器的气动特性，进行六自由度仿真模型建立及纵向模态特性分析的初步研究工作。

1 高超声速飞行器六自由度建模1.1 高超声速飞行器建模通常综合考虑运动学、动力学、空气动力学、发动机及大气环境等数学模型，建立高超声速飞行器模型。

在模型建立之前应进行相应的简化假设：高超声速飞行器为刚体，质量为常数；忽略地球自转，假设地面坐标系为惯性坐标系；忽略地球曲率，假设地球为平面；机体坐标系X轴和Y轴位于高超声速飞行器对称面，且飞机几何外形及质量分布对称；忽略来流压缩性；忽略发动机喷流对机体来流的相互干扰；合外力综合作用于重心[4]。

1.2 高超声速飞行器运动方程高超声速飞行的动力学方程，可以通过牛顿第二定律导出，它在地坐标系中的表达式为[5]：速度和角速度在机体坐标系中的表达式为：假设发动机推力T沿机身轴线，忽略发动机安装角，通过气流坐标系转换到机体坐标系，则（5）式可以表示为：1.3 空气动力学模型1.4 高超音速飞行器发动机模型发动机采用文献[6]提供的模型，其推力表达式为：式中，为空气质量流量；为燃料质量流量；为燃气排气速度；为真空速；为喷管出口截面积；为喷气出口截面静压力；为大气压力。

高超声速光学头罩气动光学_随笔

《高超声速光学头罩气动光学》阅读随笔1. 内容概述在浩瀚的航空航天领域，高超声速飞行器以其惊人的速度穿越大气层，成为近年来研究的热点和难点。

而在这类飞行器的设计中，光学头罩作为关键部件之一，不仅面临着极端环境的挑战，还需保证内部光学系统的稳定性和可靠性。

高超声速光学头罩的气动光学问题逐渐受到广泛关注。

气动光学效应是指高速流动的气流与光学表面相互作用，从而引起光波前畸变的现象。

在高超声速条件下，由于气体分子的高速运动和摩擦作用，光学头罩表面会产生强烈的热流和压力波动，导致光学表面变形、光束偏转和光强分布变化等一系列问题。

这些问题的存在直接影响了光学头罩的光学性能和飞行器的整体性能。

为了解决这些问题，研究者们从多个角度展开了深入研究。

通过改进光学材料的设计和选用，以提高其抗高温、抗冲击的能力；另一方面，通过优化光学头罩的形状和布局，以减小气流对其表面的影响。

还发展了一系列先进的测量和控制技术，以实时监测和分析光学头罩的气动光学效应。

随着研究的不断深入，高超声速光学头罩气动光学领域取得了一系列重要成果。

通过采用主动冷却技术，成功解决了光学头罩在高温环境下的热传导问题；通过优化气动力设计，显著降低了气流对光学头罩的冲击力。

这些成果不仅为高超声速飞行器的光学系统设计提供了有力支持，也为相关领域的研究提供了有益借鉴。

《高超声速光学头罩气动光学》这一课题涉及光学、流体力学、材料科学等多个学科领域的交叉融合，具有极高的研究价值和实际应用前景。

随着科技的不断进步和创新能力的不断提升，相信未来我们能够在这一领域取得更多突破性进展，为我国航空航天事业的发展做出更大贡献。

1.1 背景介绍随着科技的不断发展，高超声速飞行器已经成为未来战争和航天领域的重要研究方向。

在这种高速飞行条件下，气动光学效应对飞行器的性能和任务执行至关重要。

光学头罩作为高超声速飞行器的重要组成部分，其气动光学性能对于提高飞行器的隐身性、观测能力和通信传输质量具有重要意义。

高超声速飞行器新型热防护机制研究进展

第42卷第4期2021年4月㊀宇㊀航㊀学㊀报Journal of Astronautics Vol.42April ㊀No.42021高超声速飞行器新型热防护机制研究进展梁㊀伟,金㊀华,孟松鹤,杨㊀强,曾庆轩,许承海(哈尔滨工业大学特种环境复合材料技术重点实验室,哈尔滨150080)㊀㊀摘㊀要:从气动热载荷的来源出发,介绍了基于流动控制㊁光辐射操控㊁原子重组㊁电子耗散等物理机制的新型热防护机制的原理和进展㊂分别从环境和材料两方面实现对流热㊁化学热和辐射热的主动调控,进一步分析了高超声速飞行器新型热防护机制发展的特点和不足,对该领域未来研究的重点方向提出了建议㊂关键词:高超声速飞行器;热防护机制;对流热;化学热;辐射热中图分类号:V11㊀㊀㊀文献标识码:A㊀㊀㊀文章编号:1000-1328(2021)04-0409-16DOI :10.3873/j.issn.1000-1328.2021.04.002Research Progress on New Thermal Protection Mechanism ofHypersonic VehiclesLIANG Wei,JIN Hua,MENG Song-he,YANG Qiang,ZENG Qing-xuan,XU Cheng-hai(National Key Laboratory of Science and Technology on Advanced Composites in Special Environments,Harbin Institute of Technology,Harbin 150080,China)Abstract :Starting from the source of aerodynamic thermal load,the principles and progress of a new thermal protectionmechanism based on the physical mechanism of flow control,optical radiation control,atomic reorganization,and electron dissipation are introduced.The active control of convection heat,chemical heat and radiant heat is realized from the aspects of regulating environment and materials,the characteristics and shortcomings of the development of a new thermal protectionmechanism for hypersonic vehicles are further analyzed,and the suggestions on the key directions of future research in this field are put forward.Key words :Hypersonic vehicle;Thermal protection mechanism;Convective heat;Chemical heat;Radiant heat 收稿日期:2020-05-12;修回日期:2020-07-03基金项目:国家自然科学基金(11972136)0㊀引㊀言飞行器高速飞行技术将大幅度提高人类探索空间㊁进入空间㊁控制空间和利用空间的能力,具有特殊的军事战略意义和重要的科学价值㊂然而,无论临近空间高超声速飞行器,还是星际探测进入或返回的航天器在星球大气层中以高超声速(大于5马赫)再入或飞行时,由于经历严酷的气动加热环境,飞行器会面临新热障这一关键技术难题,而发展热防护机制,指导飞行器的热防护系统的设计与制备,是解决此难题的关键㊂热防护机制是指一类包含所采用的防热机理(例如,基于材料属性㊁物理化学效应或结构原理等)和系统/结构的构造及其工作原理的,专门用于飞行器热防护的特殊机制㊂目前包括X-15㊁X-37B㊁Apollo 返回舱㊁X-43A 以及SHEFEX II 等[1]现役或已经试飞的高超声速飞行器所采用的热防护机制按照防热机理可分为被动(热沉㊁热结构)㊁半被动(烧蚀㊁热管)和主动(发汗㊁对流)三类,如图1所示㊂这些传统热防护机制具有共同的特点,都是依靠材料或结构自身的耗㊁散㊁阻㊁抗来实现热防护功能㊂然而,未来临近空间高超声速飞行器向着高速域㊁宽空域㊁长航时和可重复的方向发展[2-3],同时随着未来针对月球㊁火星㊁木星㊁太阳等多项重点深空探测任务的开展[4],气动热环境将变得更加严峻,飞行器面临的热障问题将更加突出,仅仅依靠传统热防护机制已难以满足未来高超声速飞行器对热防护的需求㊂需要从考虑环境与热防护材料的耦合作用出发,认知气动热环境㊁揭示材料热响应的机理,从被动的抵御气动热环境带来的热载荷向主动利用环境与材料间的耦合作用来实现热载荷的主动调控,即尽可能减少环境带来的气动热,并增加材料的散热能力㊂基于这一思想,通过流场重构㊁转捩抑制㊁光辐射操控㊁原子重组㊁电子耗散等物理机制的引入和调控,发展了诸多新型热防护机制,达到显著提升热防护的目的㊂图1㊀传统热防护机制Fig.1㊀Traditional thermal protection mechanism1㊀气动热环境与加热机理在大气层内以高超声速飞行时,飞行器周围空气受到強烈压缩与黏性阻滞作用,将自身的动能转换为激波层内气体的内能,使激波层内气体温度急剧升高,引起气体分子发生振动激发和离解㊁电离等物理化学转变过程㊂飞行器在服役过程中,可能经历的高焓气体状态有三种,分别为热力学/化学非平衡状态㊁热力学平衡-化学非平衡状态和热力学/化学平衡状态,具体情况由飞行轨迹确定[5],气体热/化学状态随飞行速度㊁高度变化关系,如图2所示㊂其中,探月返回舱[6]或火星探测器[7]再入/进入大气层时速度达到第二宇宙速度,周围流动气体处于严重的热力学/化学非平衡状态;而对于大攻角㊁最高速度接近20马赫㊁长时间飞行的滑翔式临近空间飞行器,周围流动气体则是处于严重的化学非平衡状态㊂总体上高超声速飞行器(临近空间或航天器)图2㊀飞行环境状态随速度和高度变化示意图Fig.2㊀Thermal environment diagrammatic sketch of differentaltitude and velocity服役环境具有显著的高温气体效应和非平衡效应特点,并且与飞行器表面发生强烈的非线性耦合作用,致使严重的气动加热产生㊂此时,飞行器表面的气动热载荷主要由四部分组成:①激波层内高温气体与飞行器表面间高温差而产生的对流加热(传导㊁对流);②高焓反应气体在飞行器表面异相催化反应(电子与离子㊁原子与原子的复合反应)而产生的化学加热;③高温非平衡气体对飞行器表面的辐射加热(一般激波层内气流温度低于10000K 时,可以忽略辐射加热);④表面以辐射散热和内部传导散热的热载荷,如图3所示㊂以上四种气动加热方式满足局部热平衡方程,即对流热+化学热+辐射加热=辐射散热+传导热㊂从热平衡方程可以看出飞行器表面的热响应取决于传入结构的净热量,因此,主动控制/利用环境与材料的耦合作用来调控环境加热量和表面散热量将是解决传统热防护机制能力不足问题的关键㊂基于这一思想,已经发展了多种新型热防护机制,主要通过材料的改进㊁结构的创新和新型物化效应的引入,实现对流热(边界层传热㊁流态控制)㊁化学热(原子重组㊁电子耗散)㊁辐射热(光吸收/发射操控)的主动调控,降低环境对飞行器表面的加热或增加新的散热机制,进而显著提升热防护的能力㊂2㊀对流热的控制环境对材料表面的对流加热是经由边界层将能量传递到材料表面的,另外,边界层内气体的不稳定流动引起的转捩也会加剧局部位置的对流传热㊂因此,可以通过流场重构来减缓激波层向边界层的能量传递或利用流态控制来抑制高超声流动转捩引起014㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀宇航学报第42卷图3㊀飞行器表面气动加热机理Fig.3㊀Aerodynamic heat mechanism of hypersonic vehicle的局部热流突增,实现对材料表面对流加热的调控㊂这里笔者总结了三种典型的热防护机制:逆向喷流㊁磁场控制和超声吸收涂层㊂2.1㊀逆向喷流逆向喷流(Opposing Jet,OJ)的热防护机制概念源自于McMahon[8]早期关于钝体冷却气体喷流效果的研究,其原理如图4所示,工质气体从钝体表面喷射流出与自由流相遇形成接触面和马赫盘,将自由流从表面分离,并在驻点前方形成低温再循环区,阻止来流到达钝体表面,从而减少了表面的对流加热,降低了钝体头部的气动加热㊂逆向喷流风洞试验与数值模拟结果显示,与无喷流情况相比,半球表面热流显著降低,热流最高降低超过50%[9],表面温度降低超过40%[10]㊂此外,钝体表面大部分区域被温度较低的喷流覆盖,工作温度低,可有效保证结构可重复性㊂提高OJ热防护机制的效率是当前研究的重点㊂OJ的降低气动加热的效率与流场状态密切相关,而流场的稳定性和再循环区起着至关重要的作用[11]㊂喷流流场的稳定性和再循环区的形成依赖于喷流与自由流之间的总压比㊁质量流量和马赫数等参数㊂其中,Daso等[12]对Apollo返回舱缩比模型进行了逆向喷流试验研究,结果表明在较低的喷流质量流量时,弓形激波被分散到压缩波的条纹中,流场处于不稳定状态,而当质量流量达到一个临界值时,流动图4㊀OJ热防护机制工作原理Fig.4㊀Working principle OJ thermal protection mechanism 转变为相对稳态的流动状态,并且模型表面热流显著降低,甚至在较高质量流量情况下喷流会对表面产生冷却作用,如图5所示㊂此外,增加喷流总压比或马赫数,能够使流场从不稳定状态转换至稳定状态,并且当总压比足够高时,流场表现出清晰和稳定的马赫盘与再循环区[13]㊂对于稳定流场情况,影响OJ热防护机制降低气动加热效果的因素主要包括总压比㊁喷流速率㊁气体分子量等喷流参数和喷流孔与钝体间的直径比㊁钝体外形㊁喷嘴形状等几何参数,这些参数是通过改变再循环区的尺寸和状态来影响表面气动热环境㊂喷流参数方面,增加总压比㊁增加喷流速率,再循环区尺寸变大,有利于改善表面114第4期梁㊀伟等:高超声速飞行器新型热防护机制研究进展气动热环境,降低表面热流㊂但喷流马赫数不易过大,否则会因喷流动能和密度增大,导致表面热流增大的不利后果[14]㊂工质气体的影响与气体自身的二元扩散特性和总压比有关,高总压比情况下,相对更轻的氦气比二氧化碳有更好的冷却性能[15]㊂几何参数方面,根据Li 和Eri [16]对钝头体CFD 数值研究,减小直径比,会使再循环区尺寸的减小,导致热流密度的增大㊁降低气动加热的效果变弱㊂Li 等[17]综合比较了圆形㊁正方形㊁三角形㊁五角星等多种喷嘴形状策略对流场特性的影响㊂数值结果表明,相比于其它形状正方形喷嘴的模型相同喷流条件下表面峰值热流是最小的,综合降低热流效果最佳㊂图5㊀流动状态和热通量随质量流量的变化关系[13]Fig.5㊀The relationship between flow state and heatflux with mass flow rate[13]与单独的OJ 热防护机制相比,组合热防护机制通常可以获得更好降热效果㊂目前OJ 组合热防护机制包括迎风凹腔-喷流组合与激波针-喷流组合两种,组合机制在防热机理方面与OJ 热防护机制相似,同时又结合了迎风凹腔和激波针的特点[18]㊂例如,Lu 等[19]的研究表明迎风凹腔-喷流组合机制在驻点附近的降热方面更有优势,可降低超过60%的表面最大热流㊂Tamada 等[20]研究发现激波针的引入起到了相当于增加喷流压力的作用,使得激波针-喷流组合机制能够在较低总压比条件下获得更好的降热效果,可降低超过80%的表面最大热流㊂由于组合机制的模型相比于单独机制更为复杂,流场和热流测试存在较大困难,所以当前文献报道以数值模拟为主,主要关注喷流参数和几何参数对组合机制降热效果的影响㊂喷流参数方面,迎风凹腔-喷流组合机制[10,17]和激波针-喷流组合机制[21]都重点关注了总压比和工质气体的影响,结果显示在降热效果的影响规律上与单独OJ 热防护机制相似,这主要源于防热机理上的相似㊂几何参数方面,对于迎风凹腔-喷流组合机制将凹腔嵌套在喷流通道的中间位置最不利于组合机制的降热效果[22],而采用偶数㊁大径深比和抛物线构型的凹腔设计则有利于获得更好的降热效果[23-24]㊂对于激波针-喷流组合机制,增加激波针与钝体之间的长径比[25]和喷流出口与钝体驻点间的距离[26]能够提高组合机制的降热效果㊂此外,Qin 等[27]对比了侧向/斜向/逆向三种喷流方式降热效果差异㊂结果表明,侧向喷流比逆向和斜向喷流方式表现出了更好的热保护性能㊂总体上,当前的研究获得了喷流参数和几何参数对降热效果的影响规律,但还应综合研究这些参数对降热效果的影响,获得参数在流动模态转变时的临界值㊂另外,有必要开展降热效果的参数敏感性分析,确定喷流参数和几何参数中的关键影响参数及其所占权重,从而有效的降低防热效率优化设计的工作量㊂此外,有关高飞行攻角的研究报道较少,有必要进一步研究㊂2.2㊀磁流体动力学控制磁流体动力学(Magneto hydrodynamic,MHD)控制热防护机制于20世纪60年代初被提出,是电磁流动控制在热防护领域的应用[28]㊂MHD 热防护机制原理如图6所示,当磁场作用于飞行器前方激波层内等离子体区时,在激波层中会产生感应电流,感应电流和外加磁场之间的相互作用产生洛伦兹力,洛伦兹力使激波层中的等离子体流动减速,增加了激波脱体距离,从而减少了环境对飞行器表面的对流加热,与无磁场情况相比,该机制最高可降低超过50%的热流[29]和40%的表面温度[30]㊂目前关于MHD 热防护机制的防热机理的研究大多是基于偶极磁体[30-31],而近期Li 等[32]探讨了同时考虑均匀磁场㊁偶极磁体和螺线管磁体的防热机理,数值结果表明模型不同部位的主导降温效果的洛伦兹力分量不同,流向反向洛伦兹力分量的减速效应和法向洛伦兹力分量的偏转效应分别在驻点和肩部区域起主导作用,对于中间区域则由两种效应共同决定,越接近驻点减速效应越强,如图7所示㊂通常增加磁场强可以提高MHD 热防护机制的降热效果,但磁场强度过高反而会加重表面的气动214㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀宇航学报第42卷加热[29]㊂一方面,外加磁场会引起等离子体温度的升高㊁激波层的扩展和离子种类的增加,导致气体辐射加热增加㊂在强磁流体相互作用的情况下,对流加热的减少不足以抵消辐射加热增加,引起总热流的增加[31]㊂另一方面,高速流动的环境带电粒子会与外加磁场作用产生霍尔效应,增加磁场强度会使霍尔效应更加显著,导致降热效果减弱[32]㊂值得注意的是,无论是从辐射热的增加角度看,还是从霍尔效应的影响角度看,施加过高的磁场强度都是不可取的㊂因此有必要在较低的磁场强度的前提下寻求较高的降热效果,而增加等离子体电导率恰恰可以满足这一需求㊂等离子体的电导率主要由电子数密度决定,可以通过增加电子密度来增加MHD 的减缓热流效果[33]㊂但由于电离温度高,一般的飞行任务下,环境气体的电离度低,因此需要额外的等离子体源来增加流场的电子密度㊂浸渍体烧蚀[34]是一种可以有效提高表面附近流体的电导率的方法,但却会降低结构的可靠性,会增加飞行器的重量,降低有效载荷㊂相比之下,低温等离子源具有功耗低㊁重量轻的优势㊂例如,Kim 等[35]提出的采用低功率介质阻挡放电(DBD)的低温等离子体发电装置,该装置可提供电子数密度为1019~1021m -3的等离子体射流,因此可增加飞行器局部位置周围的电子数密度,可有效提升MHD 降热效果㊂图6㊀MHD 热防护机制原理图Fig.6㊀Working principle MHD thermal protection mechanism整体上,目前对MHD 热防护机制的热防护机理研究尚不够深入,针对不同磁场差异的防热机理研究较少,并且缺乏相关的实验验证,未来有必要对此重点关注㊂此外,对外施加的磁场强度不宜过高,否则会增加气体的辐射或产生明显的霍尔效应,导致降热效果下降,因此需要在较低的磁场强度的前提下寻求最优的降热效果,面对这一挑战,有必要增加多因素优化方面的研究㊂2.3㊀超声吸收涂层由于自由流涡流㊁表面粗糙元㊁声波辐射等多种因素的扰动的发展,高超声速飞行器边界层易于经历层流向湍流的过渡,即层流/湍流转捩㊂转捩发生后产生的湍流引起的摩擦阻力和热流通常相当于层流状态的3~5倍[36],严重影响飞行器的局部或整体的气动力㊁热性能和热防护系统,因此开展高超声速边界层转捩研究,对其关键机制加以控制以抑制转捩的发生,对热防护系统的研制和飞行器的设计有十分重要的意义㊂转捩过程一般包括感受性㊁扰动演化和转捩触发三个阶段,如图8所示㊂对于超声速情况,边界层转捩的动力学过程主要由Mack 模态控制㊂Mack 模态分为第一模态和第二模态,第一模态又被称为涡模态,类似不可压缩流动中的T-S 波,而Mack 第二模态又称为声模态,声模共振频率一般在超声范围内,其增长率往往超过第一模态(>Ma 4),在高超声速边界层转捩过程中尤为重要[37]㊂为了对Mack 第二模态加以控制,过去发展了超声吸收涂层(Ultrasonically absorptive coating,UAC)㊂UAC 是一个薄的多孔涂层,通常由等间距或随机的微腔组成,如图9所示,通过表面孔隙结构吸收并将声波困在微腔内,利用声波的热粘滞衰减来减弱声波共振模态,显著降低第二模态的增长率[38]㊂研究表明,UAC 可降低高达80%以上的模态增长率,甚至可以完全抑制模态的发展,最高降热效率超过40%[39]㊂UAC 是一种很有前途的稳定高超声速边界层流动的方法,然而这种方法只有在一定的条件下才有比较好的效果㊂实验和数值研究表明,UAC 对声波的振幅和反射率的控制主要受到涂层材料的形状与尺寸的影响㊂按照涂层表面的形状特点UAC 可分为两类,一类是基于孔㊁槽和随机毛毡的凹腔形状的传统UAC [40],另一类是近期报道的基于金字塔柱状凸台形状的新UAC㊂其中,新UAC 抑制转捩的思想314第4期梁㊀伟等:高超声速飞行器新型热防护机制研究进展图7㊀洛伦兹力矢量和热流在均匀磁场中的分布[32]Fig.7㊀Distribution in the presence of a uniform magnetic field for lorentz force vector and heat flow[32]图8㊀高超声速边界层转捩原理图Fig.8㊀Hypersonic boundary layer transition schematic diagram 是促进声波散射,并且具有孔隙率高的特点,但也存在指向性响应的问题,有待进一步改进[41]㊂对于传统UAC,涂层微腔孔隙率㊁高宽比和涂层厚度是影响UAC转捩抑制效果的重要尺寸参数㊂研究表明,增大UAC的孔隙率[42]和选择合适高宽比[43]和涂层厚度[44]有利于边界层的稳定㊂但是单独增加涂层孔隙率可能增大边界层的不稳定性[45]㊂对这些参数进行优化是获得高性能UAC的关键㊂针对C/ C基材料的优化研究表明,优化后的C/C或C/C-SiC材料的温度稳定性和超声吸收特性的得到了显著提高,可以有效地抑制声边界层的不稳定性[46]㊂图9㊀UAC工作原理图Fig.9㊀Working principle UAC目前UAC热防护机制研究的主要缺点是涂层的散热效果仅在某一测试条件下效果最优,涂层设计缺乏灵活性㊂面对这一问题,可以从飞行环境出414㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀宇航学报第42卷发,先确定最不稳定状态对应的稳定性理论参数范围,以此作为涂层优化的限制条件,从而改善UAC 的环境适用性㊂此外,大部分关于涂层对高超声速边界层稳定性和层流转捩影响的研究是在零攻角条件下进行的,未来有必要进一步研究㊂3㊀材料化学反应热的控制化学热反应热的控制分为原子和电子两个层面㊂原子层面是指通过调控材料表面的催化系数来控制催化再结合反应,从而减少环境对材料表面的化学加热;而电子层面是指利用材料表面热电子发射过程的吸热特性来增加表面能量耗散,达到冷却材料表面的目的㊂3.1㊀表面催化再结合反应控制高焓离解环境下,扩散至热防护材料表面的离解气体会发生吸附再结合反应,这种再结合反应称为催化反应㊂材料表面催化反应分为扩散㊁吸附㊁再结合㊁解吸附㊁扩散5个与时间相关的独立过程,如图10所示㊂其中,再结合反应均为放热反应,例如两个氧原子的再结合成氧分子过程(O +O O 2)可释放5.2eV 的能量,而高超声速飞行条件下完全离解气体中氧原子的数量通量可达到1024~1025m -2s -1量级,经过换算氧原子催化反应可造成高达兆瓦级别的化学加热㊂图10㊀材料表面催化反应过程Fig.10㊀Material surface catalytic reaction process许多飞行试验和CFD 预测结果均验证了由材料表面催化放热导致的气动加热的显著增高,对于驻点区域完全催化表面相比于完全非催化表面的热载荷约增高了2~3倍,而非驻点区域表面热流增高约12%~50%[47]㊂前苏联 BOR 高超声速飞行器飞行试验获得的试验结果表明,飞行器迎风面上的低催化特性材料表面温度约为完全催化特性材料的80%左右,而CFD 预测的驻点区域低催化特性材料的表面温度比完全催化特性材料最高相差300ħ[48]㊂因此,有必要在认识材料表面催化的基础上,通过研制低催化材料,对材料表面催化再结合反应加以控制(Catalytic reaction control,CRC),从而减缓环境对材料表面的化学加热㊂材料表面催化特性的建模理论主要基于Eley-Rideal(E-R)和Langmuir-Hinshelwood(L-H)两种经典表面催化反应机制,已经发展了密度泛函㊁分子动力学㊁蒙特卡罗㊁现象学以及计算流体力学等不同时间/空间尺度上的模型[49]㊂例如,Vasco [50]结合物理吸附㊁化学吸附㊁热解吸附以及表面扩散构建了SiO 2表面催化模型,分析了E-R 模型㊁L-H 模型以及两种模型耦合条件下,SiO 2表面氧原子和氮原子的催化特性㊂Fertig 和Herdrich [51]采用有限速率表面模型构建了复杂的催化模型,通过3-D URANUS 代码,模拟SiC㊁SiO 2表面催化行为以及完全催化和完全非催化两种极限情况㊂然而,目前不同模型的预测结果还存在一定差异,不同尺度之间的内在联系尚未认识清楚㊂实验上,目前基于能量法和原子损耗法的基本原理,已经建立了依托于电弧风洞㊁高频风洞㊁MESOX㊁以及化学荧光光谱等装置的催化特性风洞模拟测试与实验室测试与评价方法,开展了热防护材料表面催机理和催化特性实验研究,取得了初步进展[52]㊂对比铜㊁高纯石英以及超高温陶瓷这些典型材料在不同温度㊁压力离解空气中的表面催系数测试数据,发现国际上不同单位间的结果存在一定差距[53]㊂一方面,测试方法的差异㊁测试设备的精度和误差是导致材料表面催化系数差异性较大的一个重要原因㊂另一方面,除环境参数(温度㊁压力㊁表面原子浓度等)外,材料表面催化系数还与材料表面属性(材料成分㊁结构㊁表面粗糙度)密切相关㊂由于目前普遍采用传统的盲选+工艺改进的材料研发方式,导致典型热防护材料高温下的催化系数普遍处于中等催化水平(0.01<γ<0.1)[53],有必要通过表面属性的定向调控来研制低催化的热防护材料㊂比如,对于ZrB 2基超高温陶瓷材料,在多维扩散情况下,粗糙度的增加会引起材料催化性能的升高,因此可以通过表面抛光来制备光滑表面来降低材料的催化系数[54]㊂此外,氧原子环境中,氧化行为会严重影响表面微观结构㊁组分及粗514第4期梁㊀伟等:高超声速飞行器新型热防护机制研究进展糙度,导致表面催化特性产生较大扰动[52]㊂因此,开展材料表面催化-氧化的耦合效应的研究需要先清楚认识材料表面氧化演化特征㊂整体上,材料表面催化的机理还未清楚,地面模拟试验和实验室测试的催化数据零散,仅能定性的描述影响因素与催化系数之间的关系,以上原因导致了材料催化系数调控缺少指导,仍处于摸索阶段㊂此外,工程上还是采用近似的完全催化的保守方式,不利于结构减重和效率的提高㊂因此,未来应重点评估不同测试方法㊁装置的测试范围和能力,并建立电子㊁原子㊁分子以及宏观尺度的相互联系,揭示催化反应的关键机制,指导材料催化性能的调控㊂3.2㊀电子蒸腾冷却从电子层面上,可以通过热电材料的电子发射效应引入发展新的热防护机制,来增加飞行器表面的能量耗散,从而降低表面净热载荷,即电子蒸腾冷却(Electron transpiration cooling,ETC)热防护机制㊂ETC 热防护机制是由美国密歇根大学Alkandry 等[55]最先提出,其物理过程如图11所示㊂按照时间相关性,环境对热电材料表面的气动加热使得电子的动能增加,当电子的动能远超表面功函数时,高温表面会释放出一股电子电流,这股电流会进入流场之中,并随流场向后方迁移,最后在大面积冷壁面处收集,用于补充热电子发射损失的电子,这样的持续发射-迁移-收集循环过程会在表面热辐射散热的基础上,对前缘热表面产生显著的冷却效应㊂典型前缘结构ETC 冷却效应的数值研究表明,ETC 热防护机制对结构表面的降热效率超过50%,冷却效率超过40%[55-56]㊂图11㊀ETC 热防护机制物理过程Fig.11㊀Physical process of ETC thermal protection mechanism目前,ETC 热防护机制的研究包括数值模拟和热电子发射模型两方面工作㊂数值模拟的研究主要采用耦合求解CFD 控制方程和热电子发射模型边界条件的方法定性的获得了环境(来流速度,飞行高度)㊁模型特征尺寸(前缘半径)和材料属性(功函数)几类参数对ETC 效应的影响规律㊂研究表明,基于Richardson 定律的饱和发射情况下(发射电流只受温度限制),降低材料功函数和前缘尺寸,增加自由流速度可以有效增加ETC 的冷却效果[55]㊂然而,Richardson 定律表达了材料在同一温度水平下所能达到的理论上的极限,在非平衡电离流场环境下,由于空间电荷的限制与等离子鞘层的影响,导致材料表面热电子发射受到较大的限制,降低了ETC 的冷却效果㊂针对这一情况,文献[57]报道了等离子环境下基于悬浮电位表面和负偏压表面的热电子发射模型,讨论了这两种壁面条件对ETC 冷却效果的影响㊂数值模拟结果表明,悬浮电位表面热电子发射受到极大的限制,ETC 的冷却效果有限,而负偏压表面情况下,热电子发射虽然同样受到限制,但随着自由来流速度增加,材料表面发射出的热电子动能和外部流场中的电子数密度也随之增加,可以有效克服空间电荷限制和等离子鞘层的影响,并且在一定条件下可接近饱和发射情况的冷却效果㊂以上模型准确性主要依靠早期[58]再入飞行器等离子发电装置的地面模拟试验数据进行评估㊂由于自由来流条件和发射材料的不确定性,文献通过调整来流速度和材料功函数来包络实验结果,数据比较零散[59],并且缺乏对来流条件和材料功函数不确定的评估㊂实验方面,测试与评价方法的缺乏和实验数据的不足,阻碍了ETC 热防护机制可行性的实验验证和防热机理的深入研究㊂目前仅有的实验来自于美国空军研究实验室(AFRL)的项目执行报告报道的ETC 效应等离子风洞试验[60]㊂该试验采用参考文献[59]中的自由来流条件,试验结果如图12所示㊂试验模型为石墨半球发射体,其表面用涂有SiC 涂层,用于发射端与收集端之间的绝缘,另外发射端与收集端之间用高灵敏度安培表连接用以测量发射电流㊂相同条件下的三次重复试验显示,当模型表面温度超过2000K 时,发射端与收集端之间能够测到15mA 的弱电流,当温度升高至2300K 时,电流升高至30mA,遗憾的是并未获得明显的降温效果㊂整体上,ETC 热防护机制的研究仍处于概念阶614㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀宇航学报第42卷。

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。

西工大837气体动力学基础chapter12-第12章高超声速流动的特殊问题

本节综述
高超声速流动区别于超声速流动的基本特征为：流场的非线性性质、薄激波层、熵层、粘性干扰、高温流动和真实气体效应、严重的气动加热问题以及高空、高超声速流动存在低密度效应。
12.2 高超声速流动中的激波关系式及流场性质
在不是非常高，值不是非常低的高超声速流中，物面上附面层还是相当薄的，引入不计附面层的无粘流假设来近似计算物体表面的压强分布和气动系数还是允许的和可行的。在无粘流条件下，根据我们已知的激波前后各个物理量间的关系式，并结合高超声速流中极高马赫数的特点和真实气体效应，可以得到激波前后气流参数变化的近似表达式。
12.2.3高超声速小扰动情况
当 <<１时，在高超声速条件下也有 <<１，这时，sin ，
cos 1 ，sin ，cos 1，(12.19)式化简为
如上例中65260K，而实际上按平衡流计算出的11000K，这仍是非常高的温度。因而热防护是航天器设计中的一个关键问题。
7、高空、高超声速流动存在低密度效应
现代的高超声速飞行器在大气密度很低的高空持续飞行，低密度效应对空气动力的影响很重要。当飞行高度极高时，密度可以如此之低，以至于分子的平均自由程（分子与相邻分子
图12.6 钝体前的离体激波
对为常数的完全气体，穿过正激波前后参数之比可以写为 M1
和的函数，即p2 2 M12 ( 1)
（12.22）
p1
1
2 1
v1 v2
( 1)M12 ( 1)M12 2
（12.23）
T2 [2 M12 ( 1)][( 1)M12 2]
T1
( 1)2 M12
显然，当 M12 sin2 时，压力和温度的增量趋近于
无穷大，而激波后的密度

有关近空间高超声速飞行器边界层转捩和湍流的两个问题

有关近空间高超声速飞行器边界层转捩和湍流的两个问题周恒;张涵信
【期刊名称】《空气动力学学报》
【年(卷),期】2017(035)002
【摘要】和一般的飞行器一样,在近空间飞行器的研制中,其边界层的转捩和湍流也是需要考虑的两个重要问题.但即使是对一般的飞行器,"转捩"和"湍流"也还是两个历经百年而仍未很好解决的问题,而对近空间飞行器来说,空气动力学本身就还存在若干新的需要研究解决的基础问题,边界层的转捩和湍流就更是没有很好解决的问题.本文讨论了两个问题;1) 为增强对高超声速飞行器边界层转捩预测的能力,需要开展哪些方面的研究工作及其困难;2) 是否有可能当飞行器飞行高度足够大时,其边界层就不会再有湍流问题?
【总页数】5页(P151-155)
【作者】周恒;张涵信
【作者单位】天津大学力学系, 天津 300072;中国空气动力研究与发展中心国家计算流体力学实验室, 北京 100191
【正文语种】中文
【中图分类】V211.3
【相关文献】
1.高超声速边界层转捩和湍流计算问题 [J], 周恒
2.高超声速边界层转捩预测中的关键科学问题——感受性、扰动演化及转捩判据研
究进展 [J], 苏彩虹
3.高超声速边界层转捩的若干问题及工程应用研究进展综述 [J], 段毅; 姚世勇; 李思怡; 余平
4.从总体设计角度透视高超声速飞行器边界层转捩问题 [J], 李志文;袁海涛;黄斌;张增辉;于新源
5.边界层转捩在高超声速飞行器外形设计中的应用 [J], 沈娟;阿雯
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。

美国X-43高超声速飞行器调研

美国X-43高超声速飞行器调研一、高超声速飞行器背景 (1)1.1美国在高超声速技术领域独占鳌头 (1)1.2 欧洲国家积极推进高超声速技术开发 (3)1.3 日本实施高超声速飞行器发展计划 (4)二、高超声速飞行器特点 (4)2. 1 推进技术 (4)2. 2 材料技术 (5)2. 3 空气动力学技术 (5)2. 4 飞行控制技术 (6)2.5 X-43在技术方面有如下特显 (7)三、气动外形设计方法 (8)四、高超声速飞行器制导原理 (9)五、执行机构的选择及配置 (12)5.1 推进系统 (12)5.2 控制系统的执行机构 (14)六、X—43控制原理 (16)6.1 高超声速控制技术发展 (16)6.2 高超声速控制分析 (16)6.3 X-43A控制方法及分析 (17)6.4 高超声速控制技术新技术 (18)（1）非线性控制方法 (18)（2）鲁棒自适应控制方法 (19)七、总结 (19)一、高超声速飞行器背景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。

1.1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3 200次试验。

高超声速飞行器气动弹性力学研究综述

吸气式高超声速飞行器气动弹性问题的较为成熟的工程分析框架。高超声速气动弹性研究首先关注合适的高超声速非定常气动力计算方法并在此基础上研究热环境下气动弹性稳定性和响应问如热气动弹性问题题，性
［］１５１６［］１２１４
于马赫数为２经过改造可适用于更高速５～５０，度范围，其假设条件是：薄翼型、高飞行马赫数
高超声速飞行器气动弹性力学研究综述
杨超，许赟，谢长川
（）北京航空航天大学航空科学与工程学院，北京１００１９１
ＲｅｖｉｅｗｏｆＳｔｕｄｉｅｓｏｎＡｅｒｏｅｌａｓｔｉｃｉｔｆＨｅｒｓｏｎｉｃＶｅｈｉｃｌｅｓｙｏｙｐ
飞行器的发展奠定了基础；随着亚燃冲压发动机日趋成熟以及超燃冲压发动机研究取得显著进展，以及单级入轨或是两级入轨需求的牵引，吸气
收稿日期：２００８１１１８；修订日期：２００９０１０９）基金项目：国家自然科学基金（９０７１６００６：通讯作者：杨超Ｅｍａｉｌａｎｃｈａｏｕａａ．ｅｄｕ．ｃｕ＠ｂｙｇ
，ＹａｎｈａｏＸｕＹｕｎ，ＸｉｅＣｈａｎｃｈｕａｎｇＣｇ
（，ＳｃｈｏｏｌｏｆＡｅｒｏｎａｕｔｉｃＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＥｎｉｎｅｅｒｉｎＢｅｉｉｎｎｉｖｅｒｓｉｔｆＡｅｒｏｎａｕｔｉｃｓａｎｄｇｇｊｇＵｙｏ，）ＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓＢｅｉｉｎ００１９１，Ｃｈｉｎａ１ｊｇ摘要：高超声速飞行器设计上的特点带来了一系列的气动弹性新问题。本文回顾高超声速飞行器气动弹性研究的历史与现状，着重介绍和分析了高超声速非定常气动力计算方法、热环境下的气动弹性问题、壁板颤振、推力影响下的气动弹性稳定性问题以及气动推进／气动弹性耦合的多学科交叉问题，相关的主动控制方法的研究进展亦有所介绍。在已有气动弹性问题研究发展的基础上，提出了高超声速飞行器在气动弹性领域需要解决和关注的若干问题，包括高超声速气动弹性试验、燃料消耗的质量变化对于飞行器气动弹性特性的影响以及气动弹性力学与飞行力学综合等方面。关键词：气动弹性；颤振；高超声速气动力；气动加热；振动；飞行器推进系统；高超声速中图分类号：Ｖ２１５．３文献标识码：Ａ：ＡｂｓｔｒａｃｔＴｈｅｒｅａｒｅｍａｎｅｗｐｒｏｂｌｅｍｓｏｆａｅｒｏｅｌａｓｔｉｃｉｔｈｉｃｈａｒｅｉｎｔｒｏｄｕｃｅｄｂｈｅｎｏｖｅｌｃｏｎｃｅｔｓａｎｄｓｓｙｎｙｗｙｔｐｙｔｅｍｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｉｎｔｈｅｄｅｓｉｎｐｒｏｃｅｓｓｏｆｈｅｒｓｏｎｉｃｖｅｈｉｃｌｅｓ．Ａｎｏｖｅｒｖｉｅｗｏｆｔｈｅｓｔｕｄｉｅｓｏｎａｅｒｏｅｌａｓｔｉｃｉｔｆｇｙｐｙｏ：ｔｈｅｃｏｍｕｔｅｍｅｔｈｏｄｏｆｈｅｒｓｏｎｉｃｖｅｈｉｃｌｅｓｉｓｐｒｅｓｅｎｔｅｄｈｅｒｅ．Ｓｅｃｉａｌａｔｔｅｎｔｉｏｎｉｓｐａｉｄｔｏｔｈｅｆｏｌｌｏｗｉｎｒｅａｓｐｙｐｐｇａ；ｕｎｓｔｅａｄｅｒｏｄｎａｍｉｃｓｉｎｈｅｒｓｏｎｉｃｆｌｏｗ；ａｅｒｏｅｌａｓｔｉｃｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｗｉｔｈｔｅｍｅｒａｔｕｒｅｅｆｆｅｃｔｓａｎｅｌｆｌｕｔｔｅｒｉｎｙａｙｙｐｐｐ；，ｒｏｕｌｓｉｏｎｈｅｒｓｏｎｉｃｆｌｏｗ；ｔｈｒｕｓｔｉｎｄｕｃｅｄｉｎｓｔａｂｉｌｉｔｆａｅｒｏｅｌａｓｔｉｃｉｔｔｈｅｃｏｕｌｉｎｒｏｂｌｅｍｏｆａｅｒｏｄｎａｍｉｃｓｐｐｙｐｙｏｙｐｇｐｙ；，ａｎｄａｅｒｏｅｌａｓｔｉｃｉｔａｎｄａｌｓｏｔｈｅａｃｔｉｖｅｃｏｎｔｒｏｌｍｅｔｈｏｄｓｕｓｅｄｉｎｔｈｅｓｏｌｕｔｉｏｎｓｏｆｔｈｅｓｅｐｒｏｂｌｅｍｓ．Ｆｉｎａｌｌｂａｓｅｄｙｙ，ｓｏｍｅｋｅｓｓｕｅｓａｒｅｉｎｔｒｏｄｕｃｅｄｗｈｉｃｈｄｅｓｅｒｖｅｍｏｒｅａｔｔｅｎｏｎｔｈｅｐｒｏｒｅｓｓｏｆｅｘｉｓｔｉｎｅｓｅａｒｃｈｉｎｔｈｅｓｅａｒｅａｓｙｉｇｇｒ ’ ：，ｔｉｏｎｏｆｔｈｅｒｅｓｅａｒｃｈｅｒｓｆｏｒｓｏｌｕｔｉｏｎ．Ｔｈｅｓｅｉｎｃｌｕｄｅｅｘｅｒｉｍｅｎｔａｌｒｅｓｅａｒｃｈｏｎｈｅｒｓｏｎｉｃａｅｒｏｅｌａｓｔｉｃｉｔｅｆｆｅｃｔｐｙｐｙ，ａｎｄｉｎｏｆｍａｓｓｖａｒｉｅｔｎｔｈｅｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆａｅｒｏｅｌａｓｔｉｃｉｔｈｉｃｈｉｓｃａｕｓｅｄｂｈｅｃｏｎｓｕｍｔｉｏｎｏｆｔｈｅｆｕｅｌｓｙｏｙｗｙｔｐｔｅｒａｔｉｏｎａｎａｌｓｉｓｏｆａｅｒｏｅｌａｓｔｉｃｉｔｎｄｆｌｉｈｔｄｎａｍｉｃｓ．ｇｙｙａｇｙ：；；；；；Ｋｅｏｒｄｓａｅｒｏｅｌａｓｔｉｃｉｔｆｌｕｔｔｅｒｈｅｒｓｏｎｉｃａｅｒｏｄｎａｍｉｃａｅｒｏｄｎａｍｉｃｈｅａｔｉｎｖｉｂｒａｔｉｏｎａｉｒｃｒａｆｔｐｒｏｕｌｙｙｐｙｙｇｐｙｗ；ｓｉｏｎｈｅｒｓｏｎｉｃｙｐ

1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。

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。