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马赫的煤油／液氢双燃料超燃冲压发动机。Promethee高超声速巡航导弹是法国国防采购局资助的计划，由法国航空航天研究院（ONERA）和法国字航一马特拉公司合作实施，目前已经对Promethee的3个基础推进装置方案进行了评估。
4.日本
日本的高超声速技术发展很快，1993年，日本航空宇宙研究所建成了一座超燃冲压发动机试验台，可进行马赫数4～8、流量40千克／秒的工程性试验，从1994年至1998年共进行了150次大型氢燃料的工程性试验，掌握了点火、推力测量、燃料调节、发动机冷却等关键技术。日本正在实施的高超声速飞行器技术项目是两级入轨的航天运载器，第一级为高超声速运输机（HST），其飞行速度为6马赫，目前，日本正在研制HST的吸气式动力装置，并已进行了高超声速空气动力学设计。
5.印度
1998年，印度国防部启动了命名为AVATAR的小型可重复使用空天飞机计划，AVATAR空天飞机采用涡轮冲压／超燃冲压／火箭组合循环发动机，当它不携带火箭发动机时，可作为一种高超声速飞机，用于对地攻击或侦察，然后返回基地。目前，印度有多个实验室正在发展超燃冲压发动机技术，目前已取得了很大进展，超声速燃烧效率已经达到了设计值的70％。印度国防研究和发展组织也已进行了液氧收集工艺的地面试验。
二、吸气式高超声速飞行器的关键技术
1.超燃冲压发动机技术
吸气式推进系统无疑是实现高超声速飞行的首要关键技术，不同种类的高超声速飞行器（包括巡航导弹、飞机、跨大气层飞机和空天飞机等）需要采用不同的推进系统，而目前各国发展高超声速技术主要选用的推进系统是超燃冲压发动机，超燃冲压发动机的主要特点是实现燃料在超声速内流中的稳定燃烧。由于高超声速空气流过飞行器体内的滞留时间很短，通常只有几毫秒，要想在这样短的时间内将其压缩、增压，并与燃料在超声速流动状态迅速、均匀稳定地完成低损失、高效率混合和燃烧是十分困难的。理论和试验研究结果表明，燃料在超声速燃烧室中的停留时间不足1.5毫秒。在这样短的时间内，碳氢燃料的释热效率只能达到85％，和普通冲压发动机或火箭冲压发动机相比，其燃烧效率是比较低的，有很大一部分燃料还没有来得及与空气混合和燃烧就流出燃烧室。因此要求对发动机尺寸、形状、燃料种类、喷注器设计、燃烧机理等多方面的因素进行综合性理论和试验研究。
超燃冲压发动机的另一个技术困难，是飞行器必须达到一定的速度才能启动（双模态超燃冲压发动机也是如此），因此需要固体火箭发动机来完成助推段的接力飞行。对于高超声速飞机、跨大气层飞机和空天飞机而言，如何实现固体火箭与超燃冲压发动机的一体化是一个很大的难题，对于高超声速巡航导弹而言，由于其尺寸和起飞质量受到限制，加装固体火箭发动机会给导弹的总体设计带来很大困难。
2.一体化设计技术
吸气式高超声速飞行器要跨越亚声速、声速、超声速3个阶段，才能进入高超声速，飞行速度的范围很宽，同时飞行器要从稠密大气层冲向稀薄大气层，其空气密度变化也很大，由此给飞行器的设计带来了很大困难，必须采取全面的一体化设计技术。其中飞行器机体和推进系统的一体化设计已成为最后确立整机性能的最关键的问题，高超声速飞行器的飞行速度越高、范围越宽，这个问题越是突出。对于高超声速巡航导弹，导弹弹体与超燃冲压发动机一体化设计的难点主要表现在两方面：一是导弹外形尺寸、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制约；二是超燃冲压发动机的推进性能必须与导弹其他分系统（如制导系统、战斗部等）在性能要求上兼容。
其他的一体化设计技术还包括：①气动设计一体化，不仅要考虑减小阻力、增加升力，还要考虑气动加热、热防护；②结构设计一体化，特别是热结构；③燃料供应与冷却系统设计一体化；④飞行器各子系统及各主要设计参数的动态与静态一体化设计；⑤发动机推力控制与飞行器飞行控制一体化设计等。对于高超声速巡航导弹，还应包括发动机、气动外形和结构的一体化隐身设计技术。
3.材料与结构技术
当飞行器以高超声速在大气中飞行时，气动加热非常严重。当飞行速度达到8马赫时，飞行器的头锥部位温度可达1800℃，其他部位的温度也将在600℃以上。因此，长寿命、耐高温、抗腐蚀、高强度、低密度的结构材料对于研制高超声速飞行器（尤其是重复使用的高超声速飞机和空天飞机）是非常关键的。如果在材料与结构技术方面不能取得突破，那么就连高超声速飞行器的飞行试验样机都无法制造出来。美国X一43高超声速验证飞行器的头部采用钨，机翼前缘和垂直安定面采用碳-碳复合材料，机翼采用哈氏钴铬钨镍合金，而且飞行器的外表面覆盖有耐热陶瓷瓦。
4.高超声速空气动力／热力学
确定飞行器上的气动力／热载荷对于高超声速飞行器的设计是非常重要的，因为高超声速飞行器通常要求尽可能地减轻结构重量（这一点对于空天飞机尤其重要），因此，高超声速空气动力／热力学对于发展高超声速飞行器技术是非常关键的。当飞行器以高超声速飞行时，会产生很强的激波，激波与附面层之间产生相互干扰，在高超声速气流驻点附近产生极高的温度，能使附近的气体分解和电离，形成相当复杂的混合气体，使得高超声速气流的研究成为非常复杂的问题。另外一个难题是，现有的风洞设备还不能较好地模拟高超声速飞行环境，而计算流体力学和飞行试验也都存在着很大的局限性，因此必须一体化地综合运用这三种设计工具。
目前，与高超声速空气动力／热力学相关的理论、建模、研究方法、理论计算、程序、验证手段等方面还有待深入研究。
5.燃料高超声速推进系统由于存在极强的热负荷，需要燃料本身在循环过程中对许多部件承担冷却任务。目前正在研究的高超声速飞机和空天飞机通常采用液氢作燃料和冷却剂。对于高超声速巡航导弹而言，液氢的密度太小，要求的容积太大，直接影响弹的起飞质量和飞行过程中的阻力，因此需要研制吸热性好、后勤供应方便、能量密度高、可贮存的液体燃料、混合燃料和浆状燃料。
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。
世界各国高超声速武器发展现状
维普资讯 世界各国高超声速武器发展现状
赫数７，航程ｌ１００ｋｉｎ，战斗部可以侵彻５～ｌ１ｍ 的混凝土，２００４～２００８年进行工程研制，２０ｌ０年 达到初步作战能力。空军正在实施研制高超声速 巡航导弹的ＨｙＴｅｃｈ计划。这种导弹的命中精度 在９ｍ以内，制导方式为惯性制导＋全球定位系统 （ＩＮＳ／ＧＰＳ），发射平台为轰炸机、战斗机或舰载 垂直发射系统，巡航飞行马赫数为８，飞行时间约 ｌ２ｒａｉｎ，航程为ｌ４００ｋｍ。２０００～２００３年在阿诺 德试验中心完成全尺寸的地面试验，２００７年完成 样弹的飞行试验，２０ｌ０年完成整个计划。 ３．高超声速飞机研制计划 美国在发展导弹的同时，也在研究高超声速 飞机，尤其是高超声速轰炸机。美国正在积极开 展用于全球快速反应的高超声速飞机的概念和方 案研究。军方认为，高超声速轰炸机将能使空军 在数小时之内对世界上任何地点的目标实施打击。 这样既无需花费大量资金把轰炸机、作战人员和 武器运送到外国基地，又可省去在海外驻军带来 的外交问题。目前，波音公司、洛克希德・马丁 公司和诺思罗普・格鲁曼公司正在进行马赫数５～ ｌ ０的高超声速飞机的研究。一种高超声速攻击型 轰炸机的马赫数为ｌ ０，长６５ｍ，宽２４ｍ，航程 ｌ４０００ｋｍ，起飞重量２２５ｔ，装载量５０００ｋｇ，用于 执行全球性的战略使命。 ４．高超声速飞行器试验计划 为了发展高超声速飞机技术，美国航空航天 局正在进行高超声速飞行（Ｈｙｐｅｒ－Ｘ）试验计 划，实际上就是小尺寸的高超声速飞行试验验证 机（Ｘ－４３）计划。小尺寸飞行器Ｘ－４３的长度为 ３．６ｍ，宽度为１．５ｍ，准备进行飞行高度为２９～ ３６ｋｉｎ，马赫数分别为５、７、ｌ０的４次飞行试验。 第一次飞行试验于２０００年６月进行，马赫数为７， 试验目的是验证双模态超燃发动机、一体化防热 结构和材料，以及重复使用技术。这是航空史上 以吸气式发动机为动力的首次高超声速飞行器试 验。２００４年３月和ｌ１月，美国连续两次对Ｘ一４３Ａ 超高速无人驾驶飞机进行了第二、三次试验。在 第二次试验中，Ｘ一４３Ａ超高速飞机的时速达到了 ８５００ｋｍ，接近７倍音速，一举打破了喷气式飞机 的飞行速度纪录。在第三次飞行试验中，Ｘ一４３Ａ 又打破了这一纪录，最高时速竟高达ｌ ２０００ｋｉｎ， 接近ｌ ０倍音速。Ｘ一４３Ａ的高超音速技术对于未 来信息化战争具有特别重要意义，它既可用于高 超音速导弹、高超音速飞机，又可用于可回收的 单级或双级轨道运载火箭等武器装备的发展上。 ５．先进空间运输计划 为了发展先进空间飞行器，美国正在开展先 进空间运输计划（ＡＳＴＰ），以研究单级人轨技术。 该计划用先进的“火箭／冲压组合循环一体化发动 机”，通过“基于火箭的组合循环”（Ｒｏｃｋｅｔ—Ｂａｓｅｄ Ｃｏｍｂｉｎｅｄ Ｃｙｃｌｅ，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，冲压式喷气发动机用于马赫数２．４～ ６的飞行阶段，超声速燃烧冲压式喷气发动机用于 马赫数６～８、飞行高度４２ｋｉｎ的飞行阶段，常规 火箭用于马赫数大于８的高空飞行阶段。通过这一 计划，到２０２５～２０３０年，将使低轨道发射的价格 降低为原来的ｌ／ｌ００，即达到ｌ００美元／磅，同时 可靠性增加ｌ０００倍。该技术目前已取得重大进展， 美国航空航天局２００３年确定了具体的试飞方案， ２００５年进行飞行试验。一种方案是在Ｄ－２ｌ飞机 上安装ＲＢＣＣ发动机。Ｄ－２１飞机是超声速高空侦 察机ＳＲ一７ｌ的前身，全长ｌ２．８ｍ，翼展５．８ｍ，重 ５ｔ，巡航高度２６～２９ｋｉｎ，巡航马赫数为３。飞行 试验时，Ｄ－２１飞机被Ｂ－５２飞机投下后，ＲＢＣＣ 开始工作直到马赫数４，然后滑翔着陆，从而考核 管道火箭与冲压式喷气发动机之间转接的可靠性。 二、俄罗斯高超声速技术处于领先地位 俄罗斯在高超声速技术领域仍处于世界领先 地位。俄罗斯的高超音速技术同美国比肩，目前 也处于世界领先地位，它是在前苏联原有的冲压 发动机技术基础上发展起来的。冲压发动机工作 时不需要涡轮，也不需要压气机，完全依靠自身 的向前运动使空气在进气口中形成高压高速气流， 并导致燃料燃烧而产生推力，因此必须将其从静 止状态助推到适当的高速才能工作，但其结构比 涡轮喷气发动机或涡轮风扇发动机简单。据有关 资料，早在２０世纪８０年代，前苏联就制定了名 为“冷”的高超音速技术发展计划，计划中飞行
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
高超声速飞行器及其飞行状态控制
控制工程ControlEngineeringofChinaMay2008Vol.15,S02008年5月第15卷增刊文章编号:167127848(2008)S020021203
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:TP242 文献标识码:AHypersonicAircraftandItsFlyingStatusControlFANGCun2guang1,2,SUNYong1,WANGWei2(1.Automobile&TrafficSchool,ShenyangLigongUniversity,Shenyang110168,China;rmation&ControlCenter,DalianTechnologyUniversity,Dalian116024,China)Abstract:Significanceanddevelopmentofresearchonhypersonicflyingtechnologyareintroduced.Thechallengeswhichhypersonicaircraftflyingstatuscontrolmeetsarediscussedfrompropellingmeans,aerodynamicprofileandthermaleffect.HAFSmodelingintricaciesareexpat2ictedfromaerodymemics,simulationmeans,operationcircumstanceandflowfield.AfterreviewingandestimatingHAFScontrolpolicies,theideaisproposedthatdescribingHAFSbymulti2modelmethod,whichtakesoperationcircumstanceandflyingvelocityasvariaties,andesta2bishingHAFSmodelbymechanismmodelandpseudodynamicmodelingmethod.Andbasedonthecharacteristicsofhypersonicflying,thecontrolpolicyisdisscussed.Keywords:hypersonic;aircraft;flyingstatus;control1 引 言高超声速飞行器(HSA)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。1946年,钱学森首次使用了“Hypersonic”来表述“高超声速”,并指出了高超声速流所特有的一些性质[1]。20世纪50年代,美国首次进行了HSA的飞行试验[2]。今天,高超声速飞行技术已成为衡量一个国家空间技术先进程度的标志,被称为航空史上继飞机发明、突破声障飞行后第三个划时代的里程碑,美、俄、德、法等国均投入大量人力、物力对其进行研发。因此,本文介绍了高超声速飞行技术发展现状,并对其飞行状态控制进行研究。2 高超声速飞行技术发展现状国防需求是各国竞相研发高超声速技术的源动力。理论计算表明,飞行器的速度从019马赫提高到5马赫,突防概率可提高100倍以上。高超声速武器缩短了突防时间,提高了突防概率。另一方面,反导导弹飞行速度越快,其拦截成功的概率就越高。因此,自20世纪60年代以来,以火箭为动力、应用于各类导弹的高超声速技术获得了快速发展,并取得了部分成功,如爱国者、C2300等导弹,飞行速度均在6马赫以上[3]。以超燃冲压发动机为主要动力的吸气式HSA,飞行时从大气中吸取氧气,航程远、重量轻、可以往复使用,除了满足国防需求外,在民用高超声速运输及商务飞行,作为火箭发射的初级投送设备等方面有着巨大应用前景。因此自20世纪50年代以来,吸气式高超声速飞行器一直是高超声速技术发展的另一主要方向。1991年11月27日,俄罗斯将亚燃Π超燃冲压发动机安装在5B28导弹头部,成功进行了人类历史上的首次高空高超声速飞行试验,实现了冲压发动机从亚燃到超燃的转换[2,4,5]。2004年3月27日,美国以超燃冲压发动机为动力的X243A高超声速技术验证机在3万米高空首次实现了7马赫的飞行速度,标志着吸气式高超声速技术取得重大突破[2,4,5]。在国内,高超声速技术的重大国防、民用价值受到了政府及学术界的高度重视,中科院力学研究所、航天空气动力技术研究院、南京航空航天大学、西北工业大学等科研院所,在国家载人航天工程、“863计划”等资金资助下,在地面高超声速试验设备、计算机流体数字模拟等方面取得了一定的研究成果,为我国HSA的研制创造了有利条件[3～5]。3 HSA飞行状态控制较常规飞行器,HSA飞行状态控制更具有挑战性,这表现在如下方面。1)研究条件 从理论上来看,1946年,钱学森提出了高超声速流的相似律,并被Hayes,D1W加以普遍证明[6]。经过60多年的发展,今天,在高超声速空气动力学方面仍有许多待解决的问题[7],如机体表面热辐射使驻点激波层发生分解、电离,出现强Π弱理想气体效应;离驻点较远处,不同流线处的气流不再等熵;测试手段难以准确确定附面层转捩点位置等。从试验条件来看,高温Π高超声速风洞、先进的仿真手段是验证、优化飞行器、控制器的必要条件。现有的风洞无法全面模拟飞行器的工作环境,检测设备不能完全监测试验过程,仿真手段有待发展,限制了飞行试验的开展。2)过程特性 吸气式HSA飞行时,空间上经历了一个从地面到近地空间,多个近地空间与大气层间的往返,再到地面的过程,环境参数跳动大;速度上经历了一个从亚音速、跨声速至超声速、多个高超声速至超声速、再至跨声速、亚声速的过程,空气动力学特性在不同速率区间差异很大,飞行状态难以用统一的飞行包络线描述。高超声速飞行阶段,机体与气流间的强摩擦使机体表面温度急剧升高,仰面气体压缩效应使机体仰面温度可高达1800℃以上[8],而后部气流的负压效应削弱了机体与气流间的热摩擦,这就要求飞行器表面冷却系统能够随着飞行环境及飞行状态及时做出调整,确保飞行器表面强度,反过来,也限制了飞行器的飞行状态,如飞行器再入大气层的再入角度及姿态角。超燃发动机吸气口气流流速大于声速后才能工作,因此冲压式HSA需要使用超声速载体、火箭或亚燃发动机作为其高超声速飞行前的动力,这涉及了动力切换问题。如使用超声速载体或火箭为第一级的两级入轨HSA机体分离过程中,由于飞行器侧滑角增加,入射轨道的迎面出现激波碰撞区域,压力迅速增加,在机载轨道和投射轨道之间传播,导致入射轨道上飞行器受到强烈的不稳定气动载荷作用。另一方面,高超声速气流在超燃发动机燃烧室中的滞留时间通常只有115ms[9],期间完成空气压缩、空气Π燃料的混合与燃烧,气体排放等过程。这对现有芯片的数据处理能力、执行器的响应速度、发动机吸气过程及燃料供应过程的控制精度提出了挑战。此外,飞行器高超声速飞行控制还面临如下问题[10]。①控制面的控制效率较亚声速、超声速飞行时低得多,且时滞、气动耦合严重。②飞行器迎角扰动时,推力矢量发生变化,作用在飞行器上的俯仰力矩发生改变。③机身的弹性使飞行器产生结构变形,其中的低频结构变形与飞行器短周期运动频率的接近,既会影响飞行器短周期运动,又将使得飞行器变形加剧,以致飞行状态失控。④根据激波条件优化设计出的乘波体外形HSA工作在激波面上,具有姿态本质非稳定性。3)控制策略 目前HSA飞行控制的研究大都是围绕美国高超声速验证机展开的。文献[11]利用线性二次调节器来控制HSA的非线性纵向动态特性,并利用统计的方法给出了定义飞行器鲁棒性的方法。文献[12]利用动态逆与μ控制相结合的方法设计了飞行器纵向鲁棒控制器,利用变增益调度结合多模型特征值分配的方法研究了飞行器偏航角姿态控制问题。文献[13]针对Hyper2X验证机上采用的飞行控制律结构进行了总体的性能和鲁棒性分析,对飞行器的仿真飞行轨迹和稳定裕度分析进行了评价,并详细讨论了针对HSA四种攻角的测量和估计方法。文献[14]利用变增益调度的方法研究飞行器在靠近和着陆阶段的飞行控制问题,而文献[15]针对飞行器再入大气层阶段进行了姿态控制器的设计。此外,人工智能控制算法[16,17]、带约束优化算法[18]等也被应用于HSA的飞行状态控制。上述全包络线飞行器飞行状态控制器[12,13,16～18]没有考虑流场的差异,部分控制器[11,12]是单通道设计,忽略了参数与状态的耦合,而对参数与状态的不确定性问题,只有文献[16～18]中的人工智能控制器可以包容。HSA飞行速率跨度大,环境参数跳动大,因此以飞行器环境参数及速度参数为变量,将飞行包络线分为多个子集,针对每个子集特点,采用合理方法建立子集的数学描述,是HSA飞行器飞行状态・22・ 控 制 工 程 第15卷建模的一个可选方案[19,20]。其中,机理建模理论或以最小二乘估计、神经网络、支持向量机等统计学习方法在超声速飞行器如U2,F16,苏27等的建模实践中得到了成功应用,相关经验在飞行器亚超声速飞行状态建模过程中可加以借鉴。而由于存在上述空气动力学理论及仿真手段有待完善,环境参数变动大,气流流场复杂等问题,单纯的机理建模或统计学习建模方法均不能很好支撑HSA高超声速飞行阶段的建模工作。根据现有的航天航空器等复杂系统的建模经验,以机理建模方法为主对各子模型做确定性描述,以统计学习建模方法为辅,通过人工智能算法描述各子模型的不确定性,或许是建立飞行器高超声速飞行状态模型的一个思路。而对于多模型飞行包络线描述,可以根据子模型的特点,针对性设计控制律,进行模型切换控制,以获得期望的飞行状态控制效果。HSA是强非线性、受外部环境参数扰动强烈的系统,可采用在航空航天业中成功应用的H2,H∞等算法[16,21,22]以保证飞行状态控制律的鲁棒性能。如文献[15]针对X233的再入大气层动力学模型及角速度运动学模型分别设计了内、外环滑模控制器,实现了对给定角度和角速度指令的跟踪,取得了较好仿真效果。另一方面,在普通飞行器中可以忽略的诸如执行器、空气Π燃料供应及混合、数据处理及信号传输等带来的时滞问题对HSA的飞行状态却产生重要影响。为此,可以在控制律设计中引入Smith预报、ExtendedKalma滤波,广义预测等预测控制策略或模糊控制算法,以削弱时滞问题带来的不良影响,同时也因应模型中的不确定性问题[23,24]。总之,飞行器高超声速飞行为控制律的设计带来巨大的挑战,单一建模方法及控制策略难以获得很好的效果,针对飞行器空气动力学特点及目前的科研手段,多种控制策略协同应用是值得考虑的控制器设计思路。4 结 语高超声速飞行技术是目前世界主要大国空间技术竞争的焦点,以火箭为动力的高超声速飞行器已进入实用化阶段,而吸气式HSA也取得了阶段性成果并引起我国科研界的高度重视。飞行器欠完善的空气动力学理论及试验仿真手动,复杂的工作环境及气流流场特性使飞行器高超声速飞行状态描述成为一个崭新的课题,以机理建模为主辅以人工智能的多模型建模方法或许是飞行器高超声速飞行状态数学描述的可行思路。而独特的气动外形、推进手段及气动热效应为控制器的设计带来了挑战,有针对性的多种控制策略协同应用是值得考虑的控制律设计思路。参考文献:[1] TsienHS.Similaritylawsofhypersonicflows[J].JournalofMath2ematicPhysics,1946,25(1):2472251.[2] JohnJB,RussellMC.Fiftyyearsofhyper2sonic:whereweπvebeen,whereweπregoing[J].ProgressinAerospaceSciences,2003,39(6):11236.[3] 徐勇勤.高超声速飞行器总体概念研究[D].西安:西北工业大学,2005.[4] 解发瑜,李刚,(等).高超声速飞行器概念及发展动态[J].飞航导弹,2004,(5):27231.[5] 沈剑,王伟.国外高超声速飞行器研制计划[J].飞航导弹,2006,(8):129.[6] HayesWD.Onhypersonicsimilitude[J].QuarterlyofAppliedMath2ematics,1947,5(1):1052106.[7] SchlichtingH,TruckenbrodtE.飞机空气动力学[M].王星灿,译.北京:国防工业出版社,1978.[8] 夏新林,艾青,任德鹏,等.飞机整体瞬态热状况的数值仿真研究[J].航空学报,2007,28(3):5132518.[9] 刘佳,关世义.高超声速发动机及机身一体化技术述评[J].飞航导弹,2007,(4):24233.[10]BertinJJ.HypersonicAerothermodynamics[M].WashingtonDC:AIAA,1994.[11]MarrisonCI,StengelRF.Synthesisofrobustcontrolsystemsforahy2personicaircraftDecisionandControl[C].LakeBuena:3rdIEEEConference,1994.[12]HellerM,GunnarssonKS.Flightdynamicsandrobustcontrolofahy2personictestvehiclewithramjetpropulsion[C].Norfolk:AIAAInter2nationalSpacePlanesandHypersonicSystemsandTechnologiesconfer2ence,1998.[13]DavidsonJ,LallmanF,MartinJ,etal.FlightcontrollawsforNASAπsHyper2Xresearchvehicle[C].Port2land:AIAAGuidance,Navigation,andControlConferenceandExhibit,1999.[14]CostadaRR.Re2entryflightcontrollerdesignusingnonlineardynamicinversion[C].Canada:AIAAGuidance,NavigationandControlCon2ferenceandExhibit,2001.[15]ShtesselY,McDuffieJ.SlidingmodecontroloftheX233vehicleinlaunchandre2entrymodes[C].Reston:AIAAGuidance,Naviga2tionandControlConferenceandExhibit,1998.[16]WangQian,StengelRF.RobustNonlinearControlofahypersonicair2craft[C].Portland:AIAAGuidance,Navigation,andControlConfer2enceandExhibit,1999.[17]AustinKJ,JacobsPA.Applicationofgeneticalgorithmstohypersonicflightcontrol[C].IFSAWorldCongressand20thNAFIPSInternationalConference,2001.[18]ChouHC,ArdemaMDB.Near2optimalre2entrytrajectoriesforreus2ablelaunchvehicles[C].Reston:AIAAAtmosphericFlightMe2chan2icsConference,1997.[19]NarendraKS,XiangC.Adaptivecontrolofdiscrete2timesystemsusingmultiplemodels[J].IEEETransAutomaticControl,2000,45(9):166921686.[20]ChaudhuriB,MajumderR,PaiMA.Applicationofmultiple2modeladaptivecontrolstrategyforrobustdampingofinterareaoscillationsinpowersystem[J].IEEETransControlSystemstechnology,2004,12(5):7272736.[21]王丰尧.滑模变结构控制[M].北京:机械工业出版,1995.[22]方存光,王伟.自主飞艇水平位移动力学建模及控制[J].控制理论与应用,2007,24(2):1612169.[23]HespanhaJP,LiberzonD,MorseAS.Hysteresis2basedswitchingalgo2rithmsforsupervisorycontrolofuncertainsystems[J].Automatica,2003,39(2):2632272.[24]ClaudioDP,RaffaellaDS,MorseAS.Supervisorycontrolwithstate2dependentdwell2timelogicandconstraints[J].
高超声速技术
高超声速技术一航天
与军事应用的结合点
叶中元
（航天工业总公司三十一所，北京，１０００７４）
摘要：论述了美国Ｎ＾ｓＰ计划下马后吸气式推进剂的研制途径，降低起点马赫数并与军
事应用相结合，从而倥高超声速技术研制再次志出了低谷：超燃冲压发动机竞相研制，低速推进
系统的引射冲压发动机取得很大的技术突破，以火箭为基础的吸气式组台循环发动机（ＲＢＣＣ）增强
，在商超声速导弹、飞机及空天飞机上获得应用的现实性。此外，还讨论ｒ发展岛超声速技术
应正确处理的几个关系，为今后的发展提出了建议。
主题词：高超音速飞行器，高超音速冲＆发动机，弓｛射式冲压发动机，组台发动机发展战
略
１ＮＡＳＰ计划下马后高超声速技术研制逐渐走出低谷
８０年代起步的美国ＮＡＳＰ空无飞机推进直接瞄准了吸气式推进、荜级入轨（Ｈ２５）的盈
标，由于指标过高、难度太大，未能长期取得军方的大力支持，终丁＿在９５年下马了。为实现
发射成本降低约十倍的目标，美国下一代的推进系统将采用全火箭推进、单级入轨的方案
（如Ｘ－３３，ＶＥＮＴＵＲＥＳＴＡＲ）ｏ”。１９９４年开始，ＮＡＳＰ计划收缩为高超声速系统技术计划（ＨｙＳＴＰ），向着Ｍ１５的超燃冲压发
动机飞行试验目标努力：１９９５年更进一步退缩为高超声速技术研制计划（ＨｙＴｅｃｈ）【２】，着眼
于只研制和证实Ｍ８的高超声速飞行器（以高速导弹作为应用背景的近期任务）：同时还实施
着高超声速飞行试验计划（Ｈｙｐｅｒ—ｘ）“１（以ｋｉｌｏ高速飞机作为应用背景的中期任务）。
然而，美军方对高超声速吸气式推进巡航导弹尤其感到兴趣，认为高超声速技术注定将
会控制天空、并把它作为高超声速技术研制的近期任务，其意图现在逐渐明朗了：高速可缩
短反应时间，迅速打击目标：吸气式可减轻重量，增加航程：高空可打击水平线以下的远程目
标：高速高动能可摧毁或穿透硬设施目标：而最为重要的是高超声速具有高生存能力，因为
防区外发射能在对方打击不到时就实施对敌攻击，而高超声速飞行即使不隐身也很难被对
超燃冲压发动机技术
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本文2002206216收到,作者系中国航天科工集团三院31所高级工程师———超燃冲压发动机技术———
刘小勇
摘 要 超燃冲压发动机是研究对应飞行马赫数大于6、以超声速燃烧为核心的冲压发动机技术。它的应用背景是高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机等。半个世纪以来,它的研究受到了美、俄、法等国的重视。目前,超燃冲压发动机技术已经开始进行飞行演示验证。21世纪,超燃冲压发动机技术必将得到较快发展和实际应用,必定会对未来的军事、政治、经济等产生深远影响。 主题词 冲压发动机 超声速燃烧 超燃冲压发动机 高超声速飞行器
概述冲压发动机(ramjet)属于吸气式喷气发动机类,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,直接进入燃烧室与燃料混合燃烧,产生高温燃气经尾喷管膨胀加速后排出,从而产生推力。它结构简单,造价低、易维护,超声速飞行时性能好,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动力续航飞行。当冲压发动机燃烧室入口气
流速度为亚声速时,燃烧主要在亚声速气流中进行,这类发动机称为亚燃冲压发动机,目前得到广泛应用;当冲压发动机燃烧室入口气流速度为超声速时,燃烧在超声速气流中开始进行,这类发动机称为超燃冲压发动机,目前得到了广泛研究。亚燃冲压发动机一般应用于飞行马赫数低于
6的飞行器,如超声速导弹和高空侦察机。超燃冲压发动机一般应用于飞行马赫数高于6的飞行器,如高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机。
超燃冲压发动机通常又可分为双模态冲压发动机(dualmodle
ramjet)和双燃烧室冲压发动机(dualcombustorramjet)。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、超声速燃烧状态或超声速燃烧/亚声速燃
美国普惠公司吸气式高超声速推进技术发展综述
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美国普惠公司吸气式高超声速
推进技术发展综述
摘 要 美国普拉特2惠特尼公司(P&W)正在开发吸气式高超声速部件和发动机技术。在将氢燃料推进系统用于空间进入飞行器的国家航空航天飞机(NASP)计划中,开发了超燃冲压喷气发动机数据库。2004年进行的由普惠公司设计、由NASP派生的Hyper2X氢燃料超燃冲压喷气发动机两次成功的飞行试验,为验证所使用的编码技术提供了飞行试验数据。第一次试验的马赫数接近7,第二次试验的马赫数接近10。美空军研究实验室(AFRL)高超声速技术(HyTech)办公室已决定继续改进NASP,不断开发新技术,以验证液碳氢燃料超燃冲压喷气发动机系统在马赫数4～8下的适用性、性能和耐用性。在AFRL和美国防高级研究计划局(DARPA)的资助下,计划在超燃冲压喷气发动机演示样机2骑波器(SED2WR)项目下,在2008—2010年进行飞行质量、燃料冷却方式的碳氢超燃冲压喷气发动机飞行试验。将超燃冲压喷气发动机用于组合循环推进系统的技术也正在研究中。超燃冲压喷气发动机和固体火箭助推器的组合适用于高超声速巡航弹。使用气体涡轮机进行低速加速和使用火箭发动机助推的超燃冲压式喷气发动机正在研究中,以用于高超声速巡航飞行器和可重复使用的发射系统。 关键词 高超声速巡航导弹 推进技术 超燃喷气发动机引 言20世纪60年代,美国联合技术研究中心(UTRC)的联合技术公司(UTC)开始开发冲压式喷气发动机和超燃冲压喷气发动机技术。从20世纪70年代起,开始通过先进小体积冲压喷气发动机和先进战略空射导弹飞行试验对冲压喷气发动机技术进行验证。随后,从20世纪90年代起,开始用先进空空导弹对其进行飞行试验验证。20世纪80年代中期,随着国家航空航天飞机计划(NASP)的启动,普惠公司恢复了超燃冲压喷气发动机开发工作。NASP的目的在于开发一体化低速加速器、冲压喷气发动机和超燃冲压喷气发动机推进系统,并对其进行飞行验证。在NASP的10年研发中,为用于X230演示机的氢燃料超燃冲压喷气发动机部件和整机建立了雄厚的技术基础,包括已经过验证的设计工具和方法学。最初的NASP发动机设计被用作Hyper2X飞行器的超燃冲压喷气发动机设计的基础。2004年成功地进行了氢燃料Hyper2X飞行器的飞行试验,飞行马赫数接近7和10。与NASP并行,UTRC也在美空军研究实验室(AFRL)资助的超燃冲压喷气发动机部件技术(SCT)计划下,开发碳氢燃料超燃冲压喷气发动机技术。碳氢燃料超燃冲压喷气发动机比氢燃料超燃冲压喷气发动机动力小,但后勤保障性强。在SCT计划下,完成了吸热式冷却技术的开发和碳氢燃料超燃冲压喷气发动机燃烧室的直连试验。为在NASP后继续保持高超声速推进技术方面的核心竞争力,美空军部长于1995年在AFRL启动了高超声速技术(HyTech)项目。普惠公司于1996获得了该项目下的碳氢超燃冲压喷气发动机技术(HySET)项目。HySET项目的目标是研发并且演示马赫数4～8下的碳氢燃料超燃冲压喷气发动机的适用性、性能和耐久性,以使一次性使用和可重复使用高超声速飞行器的开发成为可能。HySET项目已经在两个主要应用领域取得突破:首先,研发的控制方案将流路干扰减到最小,增加了超燃冲压喷气发动机设计的推阻裕度;其次,已经证实吸热式燃料冷却的可行性。2000年和2001年,AFRL和普惠公司进行了第一次非冷却的液碳氢燃料超燃冲压喷气发动机的性能试验的发动机(PTE)地面试・55・飞航导弹 2007年第1期
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2
高超声速飞行器的热防护技术
高超声速飞行器的热防护技术
在当今航空航天领域，高超声速飞行器的发展正成为各国竞相追逐的焦点。然而，要实现高超声速飞行，面临着诸多严峻的挑战，其中热防护技术无疑是至关重要的一环。高超声速飞行器在飞行过程中，由于与大气的剧烈摩擦，表面会产生极高的温度，若不采取有效的热防护措施，飞行器的结构和设备将受到严重的损坏，甚至可能导致飞行任务的失败。
高超声速飞行器在大气层中高速飞行时，其表面与空气的摩擦会产生大量的热量。随着飞行速度的不断提高，这种热量的产生呈指数级增长。在马赫数 5 以上的高超声速条件下，飞行器表面的温度可能会超过数千摄氏度。如此极端的高温环境对飞行器的材料和结构提出了苛刻的要求。
为了应对这一挑战，科学家们研发了多种热防护技术。其中，隔热材料的应用是最为常见的一种方式。隔热材料通常具有低导热系数和高耐热性能，能够有效地阻止热量向飞行器内部传递。常见的隔热材料包括陶瓷纤维、气凝胶等。陶瓷纤维具有良好的耐高温性能和机械强度，能够在高温环境下保持稳定的结构。气凝胶则是一种具有超低密度和高孔隙率的材料，其隔热性能极为出色，能够有效地减少热量的传导。
热结构设计也是热防护技术中的重要手段之一。通过合理的结构设计，可以减少飞行器表面的热流密度，降低热量的输入。例如，采用钝头外形可以减小气动加热的强度；优化飞行器的外形和表面粗糙度，能够降低空气摩擦产生的热量。此外，采用内部冷却通道的设计，让冷却液在飞行器内部循环流动，带走热量，也是一种有效的热防护方法。
烧蚀热防护技术在高超声速飞行器中也发挥着重要作用。烧蚀材料在高温下会发生分解、蒸发等物理化学变化，吸收大量的热量，同时形成一层隔热的炭化层，阻止热量进一步向内传递。常见的烧蚀材料有碳/碳复合材料、树脂基复合材料等。然而，烧蚀防护技术也存在一定的局限性，例如烧蚀过程会导致飞行器外形的改变，影响其气动性能。
主动冷却技术是一种更为先进和复杂的热防护方法。它通过在飞行器表面或内部设置冷却系统，主动地将热量带走。例如，采用液冷或气冷技术，让冷却液或冷却气体在飞行器内部循环，将热量带走并排放到外部环境中。主动冷却技术能够实现更精确的温度控制，但同时也增加了飞行器的重量和系统复杂性。
高超音速飞行器
高超音速飞行器
高超音速飞行器是本世纪正在研发的前沿科技的新项目。它又被称作“近空间高超音速飞行器”（NSHV）。这种飞行器飞行高度可离地面20~100km的大气层空间，这一空间位于低轨卫星轨道的下方、一般飞机的飞行高度的上方，包括大气平流层、中间层和部分热层。是尚待开发的近空间区域。
20世纪60年代，洲际弹道导弹的出现、载人航天飞机的升空、载人飞船的成功返回等一系列重大科技成果问世，标志着人类进入了超高音速飞行器的新时代，也意味着航天器和航空器也要迈入高超音速飞行器时代。
高超音速飞行器的飞行速度是高于5倍音速，即5马赫（MH），或超过6000千米/小时。据报道，高超音速武器飞行6000千米约用35分钟，飞行时速约10285千米，是音速的8.4倍。
从科技的角度分析，高超音速飞行器同时融合了航天和航空的诸多前沿技术，这些前沿技术与传统飞行器技术比较，主要有以下几方面特点：复杂的气动特性；用超燃冲压发动机；飞行器机体与发动机一体化；飞行器机体与推进系统和飞行器结构动态之间耦合强；飞行器模型非线性度高；飞行器飞行高度、速度跨度大；飞行环境复杂，瞬间多变；气动特性和气热特性变化剧烈；控制精度高，末制导难度大。
动力系统可移植巡航导弹
《大公报》文章称，如果高超音速导弹研制成功，可以将此动力系统移植到巡航导弹上，大大提高它的机动速度，使导弹的战斗力显著提高。
高超音速巡航导弹较现有的巡航导弹主要有以下优势：
一、反应速度快，亚音速巡航导弹打击1000公里外的目标需要1个多小时，高超声速巡航导弹不需要10分钟。
二、突防能力强，现有巡航导弹主要依靠超低空飞行与隐身技术突破防御，由于速度相对较慢，暴露后很容易被拦截，对于在高空飞行的高超音速巡航导弹来说，现有的防空武器基本无计可施。
三、破坏能力大，高超音速武器具有惊人的动能，对钢筋混凝土的侵袭深度可达十几米，特别适合打击深埋地下的指挥中心等坚固目标