高超声速飞行器研究前沿简介

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高超声速涉及的关键技术

(1)高超声速推进技术。
要实现高超声速飞行，首先必须具有适合的推进系统。目前的研究重点是：动力装置总体方案；冲压发动机进气道设计理论与试验；燃烧室设计和燃烧室试验；冲压发动机喷管与利用飞行器后体补充膨胀；先进控制和燃料供给系统；冲压发动机燃料及热沉利用；双模态超燃冲压发动机技术验证试验等。

(2)一体化设计技术。
目前的研究重点是：气动设计一体化，要考虑减小阻力、增加升力，还要考虑气动加热、热防护；结构设计一体化，特别是热结构及燃料供应与冷却系统设计一体化；飞行器各子系统及各主要参数的动态与静态一体化；发动机推力控制与飞行器飞行控制一体化等。

(3)高超声速空气动力学技术。
当飞行器以高超声速飞行时，气动加热非常严重。为此，必须掌握与高超声速飞行器气动布局及与推进系统一体化设计相关的高超声速流动规律，解决在真实飞行环境下所出现的气动力、气动热新课题。目前，各国正积极发展与高超声速空气动力与热力学相关的基础理论、建模计算及试验验证手段。
(4)结构材料技术。
超声速飞行器要求尽可能地减轻结构质量，并克服气动加热问题。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是非常关键的。主要涉及的结构材料技术是轻质、高强度、耐高温材料和热防护技术。

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高超声速导弹

(1)高超声速巡航导弹
    高超声速巡航导弹已成为远程精确打击的主力巡航导弹，目前正在向高速度、高精度、隐形化的方向发展。高超声速巡航导弹装有多燃料仓超燃烧冲压喷气发动机推进系统，采用易存储的液态碳氢燃料，甚至是纯液态氢，能在24 km以上高空、以马赫数4～8的速度机动飞行，并能在6 h内环绕地球一周，迅速打击地球上任意地点的目标，精度小于1 m，可穿透11 m厚的钢筋混凝土，执行攻击、侦察、监视和情报搜集任务，特别是能从防区外发射，攻击严密设防的活动目标、时间敏感目标、加固目标和地下目标。高超声速巡航导弹集高速度、高精度和远射程的优点于一身，更能适应未来高节奏作战的需要。
    美国正在研制x一51“乘波者”(图1)高超声速巡航导弹，可以从B一52轰炸机上发射，由助推火箭加速到超声速，再利用冲压发动机使其达到高超声速。x一51导弹头部扁平，弹体采用镍合金材料，长约3．5 m，中部还设置有可折叠的舱门。其射程约1 000 km，设计飞行马赫数为5，能够在10 min内精确打击目标。终极目标就是要发展成一种可以在1 h内攻击地球任意位置目标的新武器。
    法国的航空航天研究院(ONERA)和宇航一马特拉公司正在开展“普罗米修斯 (Promethee)”计划(图2)。目的是研究碳氢燃料双模态超燃冲压发动机推进的高超声速空地导弹。该空射型导弹采用的是半椭圆外形的“南瓜子型” 无翼乘波体方案，弹长6 rn，总发射质量为1 700 kg(含固体助推器)，航程大于1 000 km，最大速度马赫数可达8。
    印度正在研制一种可重复使用的高超声速巡航导弹系统，其飞行高度为30～40 km，巡航速度马赫数为7。除水平发射外，该导弹还设计成可垂直发射。冲压发动机先工作在亚燃模态，速度马赫数达到3，然后转入超燃模态，加速到马赫数7。
    德国高超声速导弹的主要性能指标为：飞行马赫数6．5，采用高能、高密度的吸热型碳氢燃料超燃冲压发动机，惯性加全球定位系统复合制导，射程为1 000 km左右，命中精度在15 m以内，可从空中、水面或水下发射。

(2)其余高超声速导弹
    除上述的高超声速巡航导弹外，高超声速反弹道导弹和集反导、反飞机与反装甲诸功能于一身的高超声速多用途导弹也正在研制之中。如俄罗斯的“彩虹D2”高超声速飞行器由AS一4远程战略空对地导弹改装而成，设计射程570 km，飞行高度15—30 km，最大飞行速度马赫数6，最大飞行速度的持续时间为70 s。另外，俄罗斯的“GLL一31”高超声速飞行器使用氢气和碳氢高超声速冲压空气喷气发动机，长7 in，起飞重量3 500 kg，发动机工作时间30～60 S，起动速度马赫数2，高超音速马赫数范围5～10，飞行高度20～40 km。

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高超声速飞机

(1)高超声速侦察机
这种侦察机速度可达马赫数5～9，航程超过1 800km，装有超燃冲压发动机，有人或无人驾驶。主要用于侦察敌方对空防御系统阵地情况，还能执行电子情报搜集等多种任务。据悉，法国正在研制HAHV 高超声速无人侦察机，其速度将达6～8马赫，航程超过2000 km，飞行高度为30 km，隐身能力很强。美国的“曙光女神”高超声速侦察机(Aurora)，又名“极光”，是SR一71“黑鸟”战略侦察机之后新一代战略侦察机(图3)。据推测，“曙光女神”侦察机全机长为32 m，高为7 In，全载重为83吨，其中三分之二以上是燃料，具有超大功率发动机和流线型机身，飞行高度40 km以上，飞行速度马赫数6，甚至更快。美国的高超声速侦察机“黑燕”如战斗机般大小，动力系统由使用氢燃料的一台涡轮喷气发动机和一台冲压式喷气发动机组合而成。首先涡轮喷气发动机把飞机的速度提升到3倍音速，冲压式喷气发动机开始工作，并将巡航速度提升到6倍音速。组合循环发动机取代火箭助推器提供动力，因此它可以像飞机一样起降。“黑燕”将是一种集很强的隐形、速度和高度于一身的无人侦察机。
(2)高超声速轰炸机
计划研制中的高超声速轰炸机能把炸弹投到地球上任何地点并返回到原起飞点，能精确投掷高爆穿甲弹或动能武器来实施打击，下一步将配载高能激光武器或粒子束武器攻击目标，不需中途加油和在国外设置前进基地，飞行高度高、速度快、侧向机动性好，目前的防空武器很难打到它。“B一3”是美国第一种高超声速“B”式隐形战略轰炸机 (图4)，是近年来开始研制的可带核弹、5倍音速的新一代远程隐形战略轰炸机。其在性能指标上，要求隐形、高超声速、远程飞行等能力更强，飞行高度大于 30 km，速度达到马赫数5～6，航程大于11 100 km，载弹量要达到或超过B一52的水平。B一3采用了一系列新技术和新设备，具有跟踪地形及抗核能力的机载雷达，并可在高超声速情况下使用远程导弹或激光波束武器。
(3)高超声速验证机
从1997年3月起，美国波音公司开始研制x一43验证机。X一43验证机有A、B、C、D系列型号。 X一43A高超声速验证机是为探索航空航天领域新问题、验证新理论、检验新技术而专门研制或改装的飞行器。机身长3．6 In，翼展1．5 In，重量约1吨。安装在“飞马”空射型火箭上，机头使用了钨，机翼用耐热合金，外表面覆盖了耐热陶瓷瓦片，机翼和垂尾前缘使用了碳材料。发动机采用与飞行器结构集成的超声速燃烧冲压喷气发动机，燃料为气态氢。2004年11月16日，X一43A进行试飞并取得成功，飞行马赫数为1O，加速时间10 S，是目前最快飞机速度的3倍 j。x一51A超燃冲压发动机验证器(SED)计划也是高速打击要求的产物。x一51A验证机采用了SJX61—2(简称X一2)超燃冲压发动机，用于验证吸气式高超声速推进技术的可行性。该机采用了楔形头部、升力体机身和腹部进气道，后部采用了4个控制面，长度为4．26 In，空重约635 kg，采用了乘波构型，通过专门设计的尖锐头部，精确组织和分布所需的激波系，所产生的压力直接作用于机体下方，从而提供升力。头部采用了钨材料，外部覆盖了二氧化硅隔热层，以承受高温载荷。2009年1O月27日，X一51A乘波体巡航飞行器在同一领域创造了新的飞行记录，它在超燃冲压发动机推进下飞行 5 min，飞行马赫数从4．7加速到超过6，验证了持续高超声速飞行是可行的。
(4)高超声速无人机
无人机已经广泛应用于战场，执行侦察、监视与搜索的任务。未来战场上，高超声速无人机飞行马赫数将达到12～15，飞行高度26～38 km，可以快速到达出事地点，向后方传出最新的战场态势，从而取代远程高速侦察机。另一方面，还可以在高超声速无人机上装载侦察设备和精确制导武器，用于侦察和攻击世界各地的重要目标，或伴随高超声速巡航导弹执行战场毁伤评估与侦察任务。

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高超声速空天飞机

        空天飞机安装有涡轮喷气发动机、冲压发动机和火箭发动机。涡轮喷气发动机可以使空天飞机水平起飞，当速度超过2400 km／h时，就使用冲压发动机，使空天飞机在离地面60 km的大气层内以30 000 km／h的速度飞行，如果再用火箭发动机加速，空天飞机就会冲出大气层，像航天飞机一样，直接进入轨道。因此，既能作为航空兵参加空地联合作战，又能发射、维修和回收卫星，深入敌方执行重大突发事件的情报搜集、运输、监视和侦察任务，并可作为空间武器发射平台、战时太空预备指挥所和往返于太空与地球间的运输机 。
    目前，各国积极开展空天飞机的研究。如美国空天飞机涉及的研制项目包括X一33、X一34、X一38、x一40等；英国制定了 “霍托尔”空天飞机计划；德国制定了“桑格尔”空天飞机计划；俄罗斯推出的“针”空天飞机，长8 rfl，飞行速度马赫数为6～14，飞行高度在26—50 km，自动飞行时间为7— 12 min；日本提出了单级人轨空天飞机(SSO)计划；印度也在研制一种速度为马赫数7的小型单级人轨并可重复使用的空天飞机。

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高超声速的产生和特点

       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高超声速燃料(简称超燃)冲压发动机。
    超燃冲压发动机的适用范围为马赫数5一l6，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。冲压发动机由进气道、燃烧室、推进喷管三部分组成。所谓冲压，就是迎面吸进的高速气流在进气道内被迅速扩张、减速、增压的过程。当气压和温度升高后，气体进入燃烧室与燃料混合燃烧，经膨胀加速，由喷口高速排出，产生推力。这项技术的结构质量轻、飞行成本低，可控能力强、安全性好，可长时间使用，是实现高超声速飞行的理想动力装置。脉冲爆震发动机适用于所有尺寸和所有速度的推进系统，从发射到高空高超声速飞行甚至轨道机动都能使用，尽管在50 km以上时需要使用氧化剂，但由于应用范围更广泛也更具革命性，因此也是各国发展高超声速飞行器的热点。
    高超声速飞行器具有以下优点：
    (1)飞行速度快，全球到达。未来的战争是高信息化、高智能化的战争，未来的空中打击力量将主要依靠高度和速度取胜。这种高超声速飞行器能在大约两个小时之内攻击全球任何角落的目标。
    (2)稍纵即逝，探测难度大。空中目标的运动速度直接决定其通过敌方防御体系作战空域的时间，对突防概率影响极大。高超声速飞行器飞行速度快，回波积累数量少，雷达探测能力明显降低，探测高超声速空中目标难度加大。
    (3)突防能力强，拦截困难。高超声速飞行可有效缩短对目标的反应时间，从目前的情况来看，现有的地面防空武器系统的方向转动机构的转动速度慢，不能有效瞄准，因此突防概率高。
    (4)射程较远，威力较大。目前国外正在研究的高超声速导弹射程都在几百千米、几千千米，并且高超声速飞行时动能大，若设计与亚声速飞行器相当质量的战斗部，高超声速飞行器战斗部威力更大。

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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1 800 ℃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S 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115 ms[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S 飞行器飞行状态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、Extended Kalma 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 。
    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。

      针对高超声速无人飞行器自适应制导与控制技术的研究尚处在理论探索阶段。主要体现在：美国高超声速验证机x一33制导与控制系统设计采用了带有神经网络补偿的非线性动态逆控制方法，该方法具有好的非线性解耦控制能力以及强的鲁棒性能，并且还具有一定的容错重构性能，虽然最终验证机x一33因多种原因被迫下马，但其制导与控制系统设计过程已经为今后高超声速飞行控制研究提供了一种全新的思路 J。X一43A控制器采用传统的增益预置(PID控制)方法，但值得注意的是，x．43A的试飞仅仅是为了在高超声速下对超燃冲压发动机进行验证，整个过程为巡航下的直线飞行，飞行包线变化范围小，飞行时间短(10秒)，其制导与控制系统的作用并未真正突显出来。国内对高超声速飞行控制技术的研究，包括提出q~oDyFe建模和控制方法，提出四种智能控制算法等，但关于高超声速无人飞行器气动、推进、流体／结构耦合自适应控制还有待深入研究 。
      目前的高超声速飞行器的控制方法大都是针对飞行器的连续系统模型设计连续控制器，如基于微分几何理论的输入输出线性化控制[2-4 J，轨迹线性化控制 和Back—stepping 控制等．而基于Back—stepping的自适应控制策略是传统飞行控制乃至一类复杂非线性系统控制比较有效的方法．文献[7]用神经网络为战斗机的飞行控制设计了Back—stepping自适应重构系统．文献[8-9]研究了非线性系统中Back—stepping的设计方法，分别采用模糊自适应控制和神经网络自适应控制方法补偿系统未知的不确定性．
      但随着计算机技术的发展，未来高超声速飞行器的控制任务大部分都需要由计算机实现，因此，需要考虑高超声速飞行器离散控制器的设计法，即，采样控制器的设计．一般地，很难获得连续非线性系统的精确离散模型，因此，通常选取非线性系统的离散近似模型进行控制器设计，如文献[10]根据机器人的近似离散模型，研究了机器人的动态神经网络采样自适应控制方法．文献[1 1]提出了基于对象特征模型描述的智能自适应的采样控制方法，这些方法在仿真和实际应用中都取得了较好的控制效果．

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高超声速飞行器的关键技术

       这里只重点讨论吸气式高超声速近空间飞行器的相关问题. 吸气式高超音速飞行涉及许多重大关键技术问题, 但从美国的发展经验看, 4 个必须达到成熟化的关键性技术是: 吸气式推进系统和飞行试验技术; 材料、热防护系统和结构技术;飞行器的一体化设计和多学科设计优化技术; 把地面试验与数字模拟相结合的分析综合技术.
        在上述关键技术中, 吸气式推进系统居于首位. 对于各种技术目前的成熟程度美国制定了一些判别的标准. 如NASA 分为9 级的\技术成熟性级别(technology readiness levels, TRL)" 标准, 见表1.


利用这些标准可以对各技术领域美国的目前发展状况作出一些初步的判断, 见表2.



    从表2 可以看出: 对于美国的具体情况, 几项关键技术: 空气助燃式推进技术、发动机材料、机身材料、一体化飞行器设计技术和多学科设计优化工具、综合的地面试验技术和数字分析技术, 其技术成熟程度大体处于TRL 4»6 级水平(开发后期和演示验证阶段) 部分尚处在2»3, 技术上还不成熟.
        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式冷却的或者主动式冷却的(即需要使用冷却剂进行冷却的) 热防护系统; 燃烧室部分必须采用主动式冷却方式. 虽然到目前为止已经对许多种不同的熱防护系统的候选设计方案进行了广泛的试验研究, 但是还没有找到一个可以完全满足多种运行要求的解决办法.
      
        (4) 变参数、快速响应、强鲁棒性、高效控制系统设计
        近空间飞行器为了追求高的升阻比和优异的机动性能, 一般外形都比较复杂, 飞行过程中速度和空域变化范围也很大. 飞行器在不同速度下, 自身的气动特性(升阻比、稳定性和操纵性) 也会发生很大变化, 这就为飞行控制增加了新的困难. 高机动性要求快速响应的控制系统和大的控制力作用, 以产生大过载.
        近空间飞行器控制问题研究的重点是, 面对飞行器所具有的多变量、时变参数、强鲁棒性、高度非线性、纵横向交叉耦合、气动弹性效应显著等挑战性难题, 研究系统的动力学建模、控制律设计及稳定性分析方法, 尤其是长时间巡航飞行, 严酷力、热载荷环境下的伺服机构的设计问题以及高机动状态下的精确控制问题等.
        高空大气密度稀薄, 气动舵面的控制效率显著下降, 已不能满足要求, 因此要借助于喷流反作用控制(reaction jet control system, RCS) 和推力矢量控制(美国的X-31 验证机、F-22 和俄罗斯的Su-37 上都采用了这一先进技术). 多个喷流反作用控制单元与气动操纵面以及推力矢量(甚至包括调整质心位置等其他方法) 相结合形成的复合控制系统, 成为对近空间飞行器实施有效控制的重要手段.
        俄罗斯首次在R-73 先进红外格斗近距空空导弹上应用推力矢量与气动力综合的复合控制技术.在尾喷口四周加装4 片偏转舵面实现推力矢量控制, 并与空气动力控制相结合, 使导弹的控制通道由传统的双通道控制变为5 通道控制, 即2 个喷流偏转舵控制通道、2 个空气动力舵面控制通道和1个副翼控制通道, 从而使导弹在主动段上的最大机动过载达到60g. 证明了这种方法的有效性.
        复合控制系统涉及大量的关键技术问题, 如:复合控制系统工作模式优化设计与仿真建模, 控制发动机点火逻辑与控制周期的设计, 侧向喷流直接力作用和喷流与主流场的气动干扰效应建模与分析计算, 控制系统工作频率与舵系统带宽与
弹性弹体频率的匹配, 复合控制系统的风洞与地面模拟试验等.

        (5) 高超声速飞行器的空气弹性问题
        现代高超声速飞行器有着比较宽阔的飞行包线, 飞行高度和Ma 数的变化范围很大, 为了增加机动航程, 多采取复杂的高升阻比构形. 由于对结构重量有着严格的限制, 因此大量使用超轻质、高强韧材料, 使机/弹体柔性程度加大. 高速飞行时气动加热现象非常突出, 控制系统的作用也日益重要, 这些因素所造成的高超声速空气弹性问题与传统的亚、跨、超声速相比, 不管是在研究、试验或理论计算分析方法上都有很大不同. \空气/伺服/热弹性" 耦合因素变得非常显著, 高超声速空气弹性成为不可忽略的重要研究课题, 相关技术尚未成熟.
        根据国内外工程实践经验, 需要开展研究的高超声速空气弹性问题主要有: (1) 壁板颤振, (2)高超声速翼面/舵面气动弹性特性, (3) 热气动弹性现象, (4) 全机颤振, (5) 弹性- 推进系统耦合现象(6) 弹性- 飞行控制耦合问题, (7) 自由分子流气动弹性特性等. 具体研究内容包括: 高速飞行气动加热, 热响应、热变形、热模态、热气动弹性的分析预测, 运动和弹性振动引发的气动非阻尼效应; 快速变化飞行环境的气动弹性系统建模和动力学特性分析; 复杂升力体外型的抖振与随机激励响应; 气动伺服弹性系统建模、分析、综合和系统优化问题等.

         (6) 多学科设计优化
    高超音速飞行器必将是由几个高度一体化设计的系统组成的, 需要进行多学科设计优化处理,以便获得能够满足所有设计约束条件的、坚实可靠的飞行器设计方案. 飞行器的形状将决定飞行器下列的诸多特性: 飞行器的结构形式; 与机身一体化设计的熱防护系统的类型和其所用的材料;飞行控制系统; 飞行力学特性和飞行轨迹等. 反过来, 飞行器的飞行轨迹又会决定飞行器所受到的气动加热、载荷, 影响到飞行器的气动弹性力学特性、飞行器的性能和飞行器的重量. 气动和隐身也是相互交叉耦合的. 为了进行多学科设计优化所必不可少的几种能力, 目前还都处于不成熟的状态.

        (7) 智能变形飞行器技术
        近空间飞行器从地面或运载平台上起飞, 穿越大气层飞行, 执行各种任务使命, 其飞行环境(高度、飞行马赫数等) 变化很大; 固定外形的飞行器很难适应如此广泛的环境参数变化, 始终保持优良的使用性能. 因此要采用智能变形飞行器技
术(morphing aircraft technology, MAT). 随着空气动力、智能材料和控制技术的发展, 这种设想正逐步变成现实.
        智能变形包括两层含义: 对变形进行智能控制和以智能材料与结构为基础实现变形. 需要重点解决的关键技术问题有: 可变形飞行器气动性能预测和气动布局研究, 可变形飞行器总体与设计优化, 变形过程及变形前后的飞行稳定性与操纵特性, 可变形飞行器的飞行控制技术, 智能材料与结构的应用技术.

         (8) 地面试验与数模拟综合技术
    把地面试验与数值模拟和理论分析综合在一起的技术, 是另一个必须达到成熟化的、具有关键性意义的、能够使得高超音速飞行技术得以实现的技术领域. 当飞行马赫数从3 增大到8 或者8以上时, 在一个飞行器的研制开发计划中必须得
到模拟的参数数目, 会随着马赫数的增大而大幅度地增加.
        利用高速计算机进行的数值计算技术, 尽管在许多针对低马赫数流动的应用中取得了很大的成功, 但是, 在高超声速情况下, 数值计算技术在目前仍然主要被用作地面试验的补充手段, 以它来弥补试验设施方面存在的种种限制.通过把高超声速高焓试验设施的试验技术和数值模拟技术两者平衡地结合在一起的手段, 就可以很好地确定风洞自由流的特性状态, 而且能够发现和研究清楚一些新的和重要的效应, 这些成果将有助于飞行器设计工具的研发工作.

yanhaoguo

想当年也整过这些东西

captain114

呵呵，最近正在搞这个。狠命看相关文献，还是了解一部分的……不过这个还真是，任重而道远啊……

captain114

楼主介绍的比较全面了。谢谢分享……

唯有时光

谢谢楼主分享，学习了~

erelong

该文介绍的内容正是我所需要的，但是看不到参考文献，可否给我一篇带参考文献的文章。22729334@163.com

wqq839

我感觉高超声速飞行器还可以用脉冲爆震发动机，它最大能达到20倍音速