学科前沿论文

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姓名 刘清扬

班级 01811101

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学科前沿论文

—关于高超声速飞行器 刘清扬

高超声速飞行器的研究背景

多少年来,飞向太空，飞得更高，飞得更快，一直是人类孜孜以求的梦想。然而人类真正的飞行史仅有百年。有清楚文字记载的人类首次飞行在1903年12月17日，美国莱特兄弟的飞机试飞成功，其飞行速度为56千米/时，飞行距离36.6米，飞行时间12秒。这个简单的飞行器开创了人类飞行的新纪元元。

在二次大战期间，由于受到战争需求的强烈驱动，飞机的飞行速度迅速提高，当时战斗机的飞行速度已高达640千米/时，飞行高度9千米。从1947年10月14日美国由火箭推动的X-1飞行器实现了超声速飞行，飞行速度为1127千米/时（马赫数1.06）、飞行高度1.3千米，到20世纪六七十年代超声速战斗机飞行速度达2200千米/时（马赫数2.11）、飞行高度19千米，在不到20年的时间里，人们克服“声障”，实现了从亚声速到超声速飞行的跨越。

马赫数5以上最早的高超声速飞行是由美国的X-15飞行器在七十年代实现的，其飞行速度为7297千米/时、飞行高度30.5千米。它是一种由火箭驱动的实验性飞行器，具有可在大气层内外飞行的能力。它先由波音公司的B-52轰炸机带到12千米高空投放，然后开始自主飞行。这种飞行器已具有一些超声速飞行器所没有的高超声速飞行器的特色，它不再以翼型理论作为主要设计基础而应用了升力体的新概念，采用了镍质合金的热防护结构以克服高超声速流动特有的气动热问题。在X-15的头部附近还增设有射流孔可用于飞行姿态控制 ，而传统飞行器的姿态控制都是由舵翼来实现的。更高的飞行速度是由航天飞机实现的。

美国的航天飞机从360千米地球近地轨道再入大气层时，其飞行速度可高达马赫数25。如果以地面声速作度量，这个速度可换算为30600千米/时。尽管已经初步实现了高超声速飞行，但是真正的高超声速飞行时代尚在人们的期待之中。美国气体动力学家安德森在他最近的一本计算流体力学的教科书中写道：“21世纪早期，在世界的某一主要机场，一架漂亮的流线型飞机滑向跑道，加速起飞，迅速爬升，几分钟之后，就在大气层内达到了高超声速，很快地消失在人们的视线之外。这时它的超声速燃烧推进系统继续提供足够的推力，使其飞行速度高达8000千米/时，顺利地进入地球近地轨道。”他强调这不是科学幻想，未来的高超声速飞行器将在新世纪的早期成为现实。依据飞行器飞行速度的增长趋势，纵观航空航天百年发zhan史，这种对高超声速飞行器的推测是合理的。

高超声速飞行器的应用背景是显而易见的：作为运输客机，它可以在两个小时之内由北京飞抵纽约，实现环球旅行的早出晚归；作为跨大气层的空天运输器，它可以帮助人们实现经济、高效的太空开发和利用。高超声速飞行器也是空天做战必须的武器,以其高超的特性实施突防,使敌方难以做出有效的反应,而急速精确地打击目标,同时发射平台还无需进入危险区域,大大提高自身的生存力,显然其做战效能是非常高的。高超声速飞机采用超音速燃烧式冲压发动机，它可以吸入空气中的氧气作为一种补充

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动力，这样不仅能为飞机提供强大的动力，而且极大地减轻了飞行的燃烧载荷，目前这项技术还应用于高超音速导弹的研制。

高超声速技术不仅限于军方和高科技的研究开发，美、英、日等国也把它推向民用，空天飞机将使太空旅游成为可能。空天飞机可在复杂的气象条件下全天候飞行，可作为人造地球卫星进入近地轨道及向轨道站运送物品的运载器。

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。

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. 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

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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.

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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.

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(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

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果将有助于飞行器设计工具的研发工作.

高超声速都有哪些研究方向

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

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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。

高超声速飞行器在发动机及构型方面的研究现状

当你乘飞机旅行时，透过窗口你可能会观察到有灰白色的云雾高速流入飞机巨大的涡轮喷气发动机里。在飞机这样一个坐标系上，可以更进一步地描述飞机发动机的工作过程：气流高速流入发动机进气道，速度降低压力增高；由压气机进一步提高空气的压力，然后将其送入燃烧室并和喷入的燃料混合燃烧，燃烧后的高压高温气体由发动机尾喷管加速喷出产生推力。这是涡轮喷气发动机的工作原理，适应亚声速和超声速的飞行工况。但对于高超声速飞行器，这种发动机就不再适用了，其主要原因是气流由高超声速滞止到亚声速带来的进气损失可引起发动机性能的急剧下降。气流滞止还会导致气体温度过高，超过燃烧室的极限载荷。另外，高温引起的气体解离亦消耗很大一部分化学反应热。为了解决上述问题，人们提出一种超燃冲压喷气发动机(scramjet)。这种发动机利用由飞行器头部诱导的斜激波和飞行器前体适当压缩来流气体，使其速度降低，温度升高，但到达燃烧室后仍为超声速流动。这种新概念发动机成功地避免了气流温度过高的问题，但也带来了另一科研难题即超声速燃烧。 高超声速飞行器与传统的超声速飞行器有着明显不同的构型，这种差别是由高超声速流动的特点引起的。影响高超声速飞行器构型的气动物理现象主要有两个，一是高温气体的热传导，二是非常贴近飞行器表面的弓形激波。2003年1月美国哥伦比亚号航天飞机返回地面时在空中解体，就是由于高超声速气流的热传导作用在飞机左侧机翼前端隔热层破损处所引起的。类似美国航天飞机的飞行器再入大气层时，激波层的气体温度可达六七千度。而类似阿波罗（Apollo）登月舱一类的飞行器再入大气层时则要经受上万度的高温。联想到太阳表面的温度也仅有五六千度，解决高超声速流动热传导引起的问题的难度之大就可想而知了。由于超声速飞行器尖而薄的机翼会在高超声速飞行中被迅速破坏，所以，高超声速飞行器一般采用航天飞机那样的大钝体结构和类似X-43A高超声速飞行器那样的滑雪板结构。美国1950—1960年在这方面走过一段弯路，其早期高超声速飞行器的构型曾沿用超声速飞行器的成熟技术。现代高超声速飞行器构型应用一种建立在薄激波层理论上的乘波器和升力体的概念。其基本思想是使高超声速飞行器以一定攻角飞行，飞行器下表面的激波层将比上表面薄一些，这样激波在下表面产生的压力会比上表面大一些，从而由这种压力差产生升力。整个飞行器犹如浮在激波上一样，就像海上的一个冲浪者。此外，再考虑到机体和发动机的一体化设计，把整个飞行器下表面作为升力面，即飞行器构型设计的升力体概念。这种设计结构避免了温度的尖端效应，在某种程度上缓和了热防护问题，也体现了高超声速飞行器构型的另一个原则，即机身和发动机的一体化设计。

飞行速度由超声速到高超声速的量变，引起了飞行器设计概念的质变，给空气动力学研究者留下许多想象的空间和值得探索的问题。高超声速流动的高温特点极大地限制了地面实验设备的模拟能力。即使目前最先进的高焓设备也仅能在毫秒量级的实验时间里，模拟有限的一些飞行工况。这就决定了高超声速飞行器气动特性及其推进系统性能的研究必须由大量的数值计算来解决。然而，高温特点带来的空气分子的振动

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激发、解离、电离、辐射等内态变化，导致了高温气流介质特性变化。这种高温反应介质的平衡与非平衡流动要求建立更合理的高温气动物理模型，而且，高温介质与飞行器构型材料的相互作用与热传导也是计算流体力学的一大难题。目前，计算结果与实验数据的差别使得高超声速飞行器气动力和气动热的研究处于非常困难的境地，制约着高超声速飞行器的研究与发展。要摆脱这种制约，就要不断地完善高温气动物理模型，改进高超声速反应流的计算方法，提高飞行器气动特性和推进系统性能的预测精度。只有把数值模拟技术和实验模拟与飞行试验结合在一起，才能提供对高超声速飞行器所有可能工况的合理预测。可以断言，数值模拟技术在高超声速飞行器研究中的作用是极其重要的也是其它技术难以替代的，它可以和实验模拟与飞行试验相辅相成，有力地推动高超声速飞行器的研究与发展。

高超声速飞行器的研究不仅能推动气体动力学的创新和发展，也将有力地促进相关学科的交叉与融合。例如,推进技术的研究要求气体动力学、热力学、燃烧学、激波动力学和材料力学方面的综合；高超声速飞行器构型设计需要流体力学、仿生学和结构力学的融合；飞行器姿态的主动控制涉及到智能材料、控制理论和信息科学的交叉应用；数值模拟也将计算力学、气体物理学、化学反应动力学和材料科学融合在一起,导致多尺度、跨层次、大规模复杂流动的数值计算。

高超声速飞行器在气动弹性力学方面的研究现状

随着人类探索宇宙，超越极限的步伐加快，空天飞机等新概念飞行器的出现高超音速气动弹性问题急待解决。飞机设计者首先针对飞机展开了气动弹性力学的研究，接着在各种民用工业中(如高层建筑、桥梁、船舶等行业)，气动弹性问题也引起了高度重视。气动弹性力学是研究弹性体在流体中运动时由于弹性力、惯性力和气动力之间的相互耦合作用及这种作用对飞行器设计影响的一门边缘学科，因此气动弹性分析不仅需要诸如弹性力学、流体力学、动力学等领域的知识，还要将这些知识综合起来，而这一综合过程常常大大增加了问题的复杂性和工作量。由于高超音速飞行器常是钝头前缘，并伴随大攻角飞行，气动力的非线性现象严重，即使在小攻角下飞行，气动力也是非线性的，这些气动力非线性为气动弹性的分析带来了很大困难，伴随着高超音速飞行器的高温效应必然会改变原有的结构模态和刚度，可能会降低原有系统的气动弹性稳定性，大大增加了气动弹性研究的难度。国内外的型号设计中常常遇到各种气动弹性问题的困扰二战中德国的V-2火箭遇到颤振而导致结构破坏；我国“飞豹”飞机的研制过程中也曾遇到方向舵的颤振。

高超声速飞行器，发射降落过程经历爬升、巡航、下降、降落等多种飞行模式，导致飞行过程中环境变化剧烈（包括气流、温度、湿度、高度的剧烈变化）各种环境因素对飞行器动力学有显著的影响，例如由于温度的剧烈变化需要考虑材料力学性能的非线性；气流激振会使整个结构的高阶模态参与运动，会引起飞行器的非线性振动，影响运行姿态。由于超燃发动机与机体整合为一体，使得结构弹性振动与机体燃烧动力学强烈耦合，呈现强时变性。总之，高超声速飞行器动力学呈现明显的三强特征（包括强非线性、强时变性、强耦合性），给天地一致的动力学建模带来挑战。这就需要对使飞行器安全可靠、合理有效的动力学建模进行深入的理论和试验研究，也是进一步研究飞行与姿态控制系统、导航与制导系统设计的前提和基础。另外高超声速飞行器飞行动力学、姿态动力学以及机体结构振动耦合非线性动力学模型，属于典型的高维非线性系统，若利用现有的控制理论直接在此基础进行控制器设计将无法得到有用、可靠的控制系统。另一方面高维非线性系统的大部分动力学行为，往往取决于系统低维流形上的动力学，因此需要发展适于高超声速飞行器的特点的降维简化方法，

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结合控制器设计要求和多物理场因素对动力学影响程度的分析，得到有效的包含本质非线性因素的低维简化机理模型，从而得到更一般的结果。所以有必要建立起飞行器的非线性模型，对其进行分析研究。

从国外已有的文献来看，已对高超声速飞行器进行了大量的研究，但由于高超音速气动弹性系统本身的复杂性，很多技术尚不成熟，还处于攻关阶段。DavidB.Doman等人对高超声速飞行器进行了一系列的研究，用活塞理论对飞行器表面受力进行了分析，讨论了机身柔性变形、控制面受力等方面对飞行器性能的影响，但是没有考虑到机身非线性大变形所带来的影响。Schmidt.D等人对高超声速飞行器的反馈控制和传感器的摆放位置问题进行了研究，得出了反馈控制率和传感器摆放的最佳位置。 国内关于高超声速飞行器的研究也是越来越多，北京航空航天大学吴森堂，许仁牛等研究了高超声速飞行器的非线性随机控制方法，提高了系统状态的估计精度，西北工业大学叶正寅教授对热环境下气动弹性问题进行了一系列的研究，讨论了操纵面机构等对气动力的影响。朱亮，姜长生，方炜研究了空天飞行器超声速和高超声速飞行条件下六自由度仿真模型,该模型包含了完整的六自由度动力学方程和运动方程。所得结果可以用于未来高超声速飞行器或新一代单级入轨运载器轨迹优化、姿态控制等问题的概念设计和仿真研究。

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