美国X-43高超声速飞行器调研.doc
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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 5
2.1 推进技术 5
2.2 材料技术 5
2.3 空气动力学技术 6
2.4 飞行控制技术 6
2.5X-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 13
5.2控制系统的执行机构 14
六、X—43控制原理 17
6.1高超声速控制技术发展 17
6.2高超声速控制分析 17
6.3X-43A控制方法及分析 18
6.4高超声速控制技术新技术 19
（1）非线性控制方法 19
（2）鲁棒自适应控制方法 20
七、总结 20
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Ma=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3200次试验。
通过这些试验掌握了Ma<8的超燃发动机设计技术,并建立了数据库,从而为实际飞行器打下了牢固的技术基础。
实际上,30多年来,兰利研究中心一直在进行这方面的研究,曾经在2.44m高温风洞中研制和试验过22个发动机。
在此基础上,美国于1996年开始,针对高超声速导弹、高超声速飞机和空天飞机的研制工作调整高超声速技术的研究目标,在发展和应用高超声速技术方面采取了更为稳妥的循序渐进策略,提出了更为现实的全方位的高超声速武器和先进航天器研制计划。
NASA和美国空军在2000年12月达成协议,将联合进行高超声速技术的发展和验证。
2001年,NASA和美国国防部联合提出了国家航空航天倡议（NAI）,重申了美国高超声速飞行器的发展战略:
近期发展高超声速巡航导弹;中期重点发展全球到达的高超声速飞机;远期发展廉价、快速、可重复使用的航天运载器。
2001年6月到2004年11月,NASAHyper2X计划的X43A进行了3次飞行试验,除第一次以失败告终外,第二次飞行试验实现了7倍声速飞行,第三次在大约33.5km高度飞行时以Ma=9.8（11270km/h）的惊人速度载入世界飞行速度记录。
X43A的成功飞行试验,验证了高超声速飞行器的设计概念、设计方法和地面试验结果。
但2006年年初NASA表示,将把航空领域的研究重点从之前的飞行演示验证重新转向基础研究和设计工具开发,同时,NASA对其组织结构进行调整,将高超声速研究纳入基础航空部分。
X43高超声速研究小组的项目重点将进行基础性的技术研究而不是飞行试验。
下面介绍一下美国在高超声速研究的几个重要计划：
HyTech计划美国空军在1995年推出了HyTech计划,美国空军研究实验室（AFRL）、美国国防高级研究计划局（DARPA）和NASA参与了该项目。
HyTech计划的目标是验证Ma=4～8的碳氢燃料超燃冲压发动机的可操作性、性能和结构耐用性,验证适合于未来高超声速巡航导弹和高超声速远程打击飞机的超燃冲压发动机技术。
2006年7月27日,普惠公司宣布GDE22在NASA兰利研究中心完成了试验。
这是闭环碳氢燃料超燃冲压推进系统在超声速条件下首次成功完成试验。
在兰利高2.44m高温隧道中进行的若干次Ma=5试验间,GDE22产生了重要的超声速数据结果。
GDE22试验的成功完成标志着超声速技术获得了重要的里程碑式成就。
它是一个成套推进系统,包含许多实现世界超声速推进所需的技术。
包括AFRL、DARPA、NASA、普惠公司和波音公司在内的政府2工业团队,将利用GDE22验证的技术,为X251A飞行验证计划研发推进系统。
HyFly计划2002年,DARPA和海军研究办公室（ONR）联合出资实施HyFly高超声速导弹验证项目。
该项目与由国防高级研究计划局和空军联合出资实施的采用高超声速发动机的单台发动机验证器（SED）项目（即HyTech计划的飞行试验部分）,都是为开辟新的航空飞行领域、促使航空业发展所作的努力。
2006年,美国防部考虑将分别由空军和海军独立研制的高超
声速推进系统作为下一代全球打击武器动力系统的一部分。
海军领导的yFly技术验证器和空军的乘波器项目将成为从舰船、潜艇或飞机发射的下一代高速导弹动力系统的候选方案。
按照国防部设想,装有HyFly推进系统的弹药将由空军的F15战斗机或任何其它型号的轰炸机发射,F22A、F35和海军的F/A18也将配备装有HyFly发动机的弹药。
2006年5月,国会签署命令成立联合办公室以加强高超声速技术的联合研究。
参议院2007财年国防授权法规定,该联合办公室将承担的工作包括统管国防部主要的高超声速项目研究,并协调国防部和NASA加快打击平台的研制。
即使空军或其它军种选择HyFly或乘波器系统作为未来打击武器的一部分,高超声速系统仍然面临一系列研制和试验的挑战,将经历包括弹头整合、扩展平台整合以及微小改进在内的常规系统设计和研制阶段。
HyFly计划总共进行4次飞行发射试验,2008年1月,Hy2Fly项目进行了第4次飞行试验,在飞行了约58s后坠入了大海。
X51A计划2005年9月27日,美国空军正式授予空军研究实验室（AFRL）的超燃冲压发动机验证飞行器的代号为X51A。
实际上,AFRL在2003年就已经开始研制试验飞行器,并在2004年1月决定采用普惠公司的超燃冲压发动机验证机乘波器。
2004年12月SED通过初始设计评估,2005年1月开始详细设计,2007年5月通过关键设计评估,目前计划在2010年的首次飞行试验中取得了成功。
1.2欧洲国家积极推进高超声速技术开发
俄罗斯的高超声速技术仍处于世界领先地位虽然苏联的解体严重影响了俄罗斯许多先进技术的研发,但其在高超声速技术研究领域仍处于世界领先地位。
先后开展了冷、彩虹2等高超声速计划。
冷计划自1991年以来进行过5次轴对称发动机飞行试验,发动机长4.3m,质量593kg,由SA地空导弹发射。
5次试验中,除第3、4次出现过电子、机械故障外,其余3次都十分成功。
鉴于俄罗斯的经济现状,试验都与国外合作,第2、3次是俄法合作,第4、5次是俄美合作。
5次验证性飞行试验的成功之处包括以下几点:
1）实现了亚声速燃烧向超声速燃烧的转变;2）飞行马赫数最高达到6.5;3）获得了Ma=3.5～6.45飞行速度和相当高的动压飞行条件下有关亚声速和超声速燃烧的飞行试验数据;4）冷高超声速试飞器、超燃冲压发动机模型、试飞器发射系统已经成为一套很完善的试验设备。
法国持续推进高超声速技术研究自20世纪60年代以来,法国从未间断过高超声速技术研究。
他们把航程大于1000km、高升阻比外形、巡航飞行Ma=6～6.5、使用双模态冲压发动机的高超声速导弹作为首选的应用目标。
法国在这一技术领域中的重大进展包括:
1）1960—1964年,用两级火箭进行了10次飞行试验,煤油燃料冲压发动机质量为300kg,Ma=3-5;2）1992年,在法国国防部领导下,开始国家高超声速研究与技术计划（PREPHA）;3）1993年,法俄成功进行了Ma=6的联合飞行试验;4）1994年,进行了大流量氢燃料超燃冲压发动机试验;1997年,进行了用于导弹的大流量（80kg/s）的煤油燃料超燃冲压发动机试验;另外,1994年11月首次进行优化冲压发动机喷射性能的氢燃烧室试验,Ma=6,时间为2min,气流总温为1800K,总压为8MPa,流量为80kg/s;5）1997年,开始为期4年的德法联合研究计划,开发性能更先进的、Ma=2～12的双模态冲压发动机。
目前还在进行的计划有Promethee导弹计划和LEA计划。
欧盟合作开展LARPCAT计划2005年春季,欧盟（EC）启动了一项持续3年的项目,名为长期先进推进概念和技术。
该项目启动了关于持续高超声速飞行推进概念的研究。
欧洲航天局欧洲航天技术中心联合了来自6个欧洲国家的工业界、研究所以及大学共同参与该项目,由位于荷兰的欧洲空间研究和技术中心负责协调。
该项目的目标是降低远距离飞行的时间,为长期（20～25年）的先进推进概念研究确定一个可靠的技术基础。
该项目将实现以下目标:
·在系统层面上定义高速飞行的需求和工作状态;·建立针对超声速下的高速气动高压燃烧以及流体现象的试验数据库;·通过数字仿真工具建立并验证物理模型,从而确定超声速、高压燃烧、湍流以及转捩现象;·对质量性能涡轮和热交换器部件的可行性进行研究。
LAPCAT项目希望能够重新评估超声速运输机（SST）,并且通过采用轻型先进材料突破“和谐”式飞机的材料极限,从而实现4到8倍声速的飞行。
LAPCAT项目的初步参数研究显示,到目前为止Ma=4～5是可行的,并且有实现Ma=8飞行的潜力。
但仍然需要更详细的研究,目前正在对Ma=8的RBCC推进的飞行器进行研究,以确定其性能。
1.3日本实施高超声速飞行器发展计划
日本的高超声速飞行器发展计划主要是指空间运载器计划,20世纪80年代以来,开展了一大批以HOPEX计划为代表的空天运输计划。
这些计划中包括研制采用超燃冲压发动机的高超声速运输机和采用升力体结构的单级入轨或二级入轨的空天飞机。
单级入轨的动力装置是吸气式/火箭组合发动机,二级入轨时以涡喷/超燃冲压发动机作为第一级,以火箭动力作为第二级。
第一级飞行器全长65m,翼展30m,质量140t,加速到Ma=6、高度30km时与第二级分离并返回。
另外,高超声速运输机采用涡扇/冲压组合循环发动机,飞行Ma=5,高度为20km。
日本很早就开始了超燃冲压发动机技术的研究,20世纪60年代后期便开展了某些伪激波现象的研究。
1987年,日本宇宙航空研究开发机构（JAXA）开始正式研究超燃冲压发动机。
于1993年建成的角田宇宙中心高超声速自由流试车台（RJTF）能够模拟对应Ma=4、6、8的飞行条件（设备出口喷管尺寸为51cm2）。
1994年以来,RJTF完成了缩比发动机模拟飞行Ma=4、6、8的一系列试验,为吸气式发动机研究打下了坚实的基础,在2002年3月的超燃冲压发动机试验中第一次取得了有效推力;2003年2月4日,燃烧试验中成功地将Ma=4飞行状态的超燃冲压发动机净推力提高到了2200kN以上,不久又在Ma=8试验中取得了当时世界上最高的有效推力。
目前正在分步骤地提高Ma=8试验中的推力性能。
1999年建成大型高温激波风洞HIEST后,更高马赫数试验也在逐步推进。
目前,世界各国竞相发展高超声速技术。
这不仅因为它具有鲜明的前沿高技术特征,还是21世纪科学技术水平迈上新台阶的重要标志。
超声速、高超声速推进技术的研究从一开始就与军事应用紧密相关。
高超声速武器/发射平台的作战特点可以简要归纳为“三高一远一增强”,即:
高飞行速度（1500m/s～4000m/s）、高续航飞行高度（20km～50km）、高突防能力（很难拦截）、远航（射）程（1000km～15000km）、可以利用动能增强摧毁力。
因而它既是一种效能很高的实战武器,也是一种高技术威慑武器。
二、高超声速飞行器特点
高超声速飞行器在技术，结构与性能方面主要有以下特点：
2.1 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。
现有的涡轮/涡扇喷气发动机在马赫数3以上时,比冲大大降低。
涡轮喷气发动机和涡扇喷气发动机能达到的最大速度低于马赫数4。
在马赫数3～6之间,冲压发动机具有较高的比冲。
在马赫数6～14或以上时,只有超燃冲压发动机具有较高的比冲。
火箭发动机能达到高超声速,但比冲低,成本高,结构复杂。
目前看来,超燃冲压发动机是实现高超声速飞行的首选推进系统。
常规的冲压发动机燃烧室内的气流为亚声速,而超声速燃烧冲压发动机（简称超燃冲压发动机）燃烧室内的气流为超声速。
各航空大国如美、俄等都对超燃冲压发动机进行了长期的研究,目前已经取得了一定的进展。
冲压式喷气发动机在飞行过程中吸进空气,因此冲压发动机又称为吸气式推进。
由于在马赫数2以下,超燃冲压发动机无法工作,因此必须首先将飞行器加速到马赫数2以上。
目前研究的方案主要有母机投放和组合推进两种。
要实现未来的高超声速飞行器的水平起降,可以考虑以火箭发动机为基础的吸气式组合发动机技术,即采用火箭助推或火箭发动机/超燃发动机联合循环工作方式。
2.2 材料技术
为了发展未来的高超声速飞行器,必须着力解决相应的材料与结构技术。
特别是必须实现轻的结构和有效的防热系统以及发动机与机体的高度一体化。
高超声速飞行器飞行过程中由于气动热载荷效应,在机头、控制面及机翼前缘都具有较高温度。
发动机燃烧室、喷管温度也很高,而燃料储藏箱、管道等由于燃料膨胀效应温度很低。
因此整个飞行器中既需要热防护材料,又需要耐低温材料。
同时要求高超声速飞行器重复使用及提高运载效率,这就需要更轻、更坚固的材料也需要有更先进的结构装配技术。
而且,和传统的飞行器中发动机与机体分别制造最后安装不同,高超声速飞行器必须实行发动机与机体的高度一体化,以有效降低阻力和气动热。
除了做好材料与结构的研究外,还要建设必要的地面模拟设备,如大功率的电弧加热器和高温热结构风洞等。
2.3 空气动力学技术
由于发动机的比冲随飞行马赫数的增加而下降,因此对高超声速飞行器气动布局首先提出了降低阻力的要求。
飞行器机动性和起飞降落等性能要求,对高超声速飞行器升阻比和其它性能也提出了新的要求。
飞行器热防护与热结构设计、飞行姿态控制、推进系统也对空气动力学提出了一批需要研究的新概念。
为此,必须掌握与高超声速飞行器气动布局及其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。
具体研究内容包括:
地面试验设备及数值模拟设备的建设,实验技术与数值模拟技术研究和气动布局研究。
为有效降低激波阻力,必须采用机身与发动机一体化技术。
目前研究的气动布局主要有升力体布局、细长体布局和乘波布局等。
乘波布局是指飞行器前缘都是斜激波的布局,飞行器就好象乘在激波之上,这种布局升阻比高,但稳定性较差。
高超声速空气动力学现在主要依靠组合计算流体力学、工作时间较短的高温设备和有限的飞行数据。
计算的进步主要取决于对物理化学现象了解的突破和计算机运算速度和存储容量的提高。
计算流体力学的突破,还必须有一定的试验数据来进行确认。
计算的优点是在观察现象时,可以将各种机理孤立出来进行研究。
计算也可获得大量流场数据。
这种能力常用于研究很难进行实验测量的物理现象。
在地面设备能力不足时,采用计算流体力学可用来将地面数据外推到飞行条件。
但是可以认为,不可能完全依靠计算流体力学完成高超声速飞行器的设计。
其原因是它在模拟高超声速流动方面的能力还是不足的。
地面试验设备在恰当地模拟高超声速飞行的能力方面存在一定的局限性。
现有的设备不可能同时模拟高超声速飞行器对环境、尺度和试验时间的要求,因此必须组合使用不同种类的设备。
由于计算和地面试验的局限性,为了减少发展高超声速飞行器的风险,必须进行飞行试验。
传统的飞行试验是在产品研制的最后阶段进行的,也就是进行样机试飞,而高超声速飞行器的飞行试验的目的在于综合考核新概念和确认设计方法。
它对改进手段也有很大的作用。
高超声速飞行器只有经过飞行试验的演示验证,才能开始研制。
近年来,国外把这种做法称为先期概念技术演示验证（ACTD）。
但飞行试验也有很大的局限性,用它来建立一个综合数据库以确认计算流体力学程序,显然是不大可能的。
在飞行中也难以进行精确的测量,而且不大可能进行流场的测量。
为了研究高超声速飞行器飞行特性,需要进一步发展高超声速计算空气动力学、高温风洞设备、高超声速风洞和飞行试验技术。
2.4 飞行控制技术
高超声速飞行器与目前现有的亚声速/超声速飞行器相比有许多不同的飞行特性,有的方面目前还无法完全掌握。
高超声速飞行过程中,飞行器对控制的响应速度要求高。
然而,在高超声速飞行过程中,控制面的控制效率与亚声速/超声速飞行状态相比有了较大的降低。
控制面较大的偏转又将引起不希望的气动热。
因而在高超声速飞行器控制中往往采用控制面和反应控制系统（RCS）相结合的控制手段。
高超声速飞行器由于采用了轻质材料,在飞行过程中由于气流的扰动等因素作用极易发生气动弹性振动。
飞行器飞行过程中的各种复杂的力学过程不可能完
全精确地考虑在用于控制设计的飞行器控制模型中。
而且飞行过程中往往又会受到各种事先无法完全预知的扰动。
因此高超声速飞行器的飞行控制是实现高超声速飞行必须解决的关键技术之一。
2.5X-43在技术方面有如下特显
X-43根据计划任务的不同,分为X-43A,X-43B,X-43C和X-43D等型号。
（1）X-43A是最早研制的型号,共研制了3台试飞器。
飞行器长3.66m,宽1.53m,总质量为1359kg。
X-43A由液氢燃料超燃冲压发动机推进。
头部采用钨,机翼前缘与垂直安定面用C/C复合材料,机翼用哈氏钴2铬2镍合金制成,而飞行器的外表面覆盖耐热陶瓷瓦。
单台超燃冲压发动机宽406mm。
X-43A的两个油箱的体积均为0.015m3,携带1.362kg的氢气,燃烧时间5s～7s,压力为5.9×107Pa。
X-43A的前两次飞行试验将以Ma=7的速度进行,第三次是在Ma=10的条件下进行评估。
X-43A计划投资经费为1.85亿美元。
其中飞行试验大概需要一半,而另一半则用于技术开发和地面试验。
（2）X-43B是处于概念性的研究计划。
它的长度为10.05m或12.19m,不用飞马座助推器,而是在飞机上直接投放,它用火箭基或涡轮基混合循环发后,靠火箭或涡轮发动机推进到冲压发动机Ma=3～3.5接力速度,然后由亚/超燃冲压发动机把飞行器加速到Ma=7,发动机所用的燃料为液氢。
X-43B的研制经费约为6亿美元。
（3）X-43C由C/H燃料（JD28）超燃冲压发动机推进,在Ma=6的速度下进行飞行试验。
X-43C的长度为4.3m,比X243A试飞器长了0.6m。
长度增加的目的是为PJ28燃料提供更大的空间,使燃烧时间达到200s。
X-43C试飞器的3台超燃冲压发动机并列,宽度为686mm,它在Ma=7时的推力要比X-43A单台发动推力大2倍。
X-43C采用根据空军高超声速技术（HyThch）项目研制的超燃冲压发动机,其原因是,C/H燃料可使用性和密度较高。
虽然X-43C的长度比X-43A长,但其质量仍控制在1271.2kg～1362kg。
（4）X-43D（有些型号尚未见具体资料）截止到2000年1月31日已完成了以下三项工作:
a）氢燃料渗漏试验,确保飞行试验时不渗漏氢。
b）结构/机械干扰试验,确定X-43A运动部件是否摩擦和碰撞,个别线路重新调整了位置。
c）确定飞行器在三个轴向的重心与惯性试验,由试验结构推导出的数据输入到模拟中心,以确保飞行试验时能完全控制飞行器。
2000年前已经完成了飞机与硬件在回路中的试验。
气态的压力加到了8.5kPa,后来又进行过飞行器全环境飞行试验。
X-43A还在GASL的Hypulse设备上进行了Ma=7的试验,在兰利中心的电弧加热设备上进行了Ma=4.5的试验。
因此,已获得了Ma=4.5～10的地面试验数据。
三、气动外形设计方法
到目前为止，大量关于X43的研究工作主要集中在飞行器前体与进气道的融合设计、后体和尾喷管的匹配研究、飞行器壁面与进气道的优化设计、乘波体构形与进气道的耦合影响以及燃烧室的工作状态对飞行器气动特性的影响。
事实上，推进系统各部件的流道之间存在强烈的耦合作用，并对飞行器的气动力特性有着显著的影响。
X43气动外形设计方法主要通过风洞实验及数值模拟研究，分析流道特征，研究飞行攻角、来流马赫数、雷诺数等对飞行器气动力特性的影响。
高超声速流是速度远大于声速的流动，通常用自由流马赫数大于5作为高超声速流的一种标志。
X43在大气密度很低的高空飞行，高超声速流的低密度效应对空气动力的影响很显著，由于大气密度很低，以至于分子的平均里程与飞行器的特征长度具有相同的量级，空气介质不再连续，必须用分子运动论替代连续流的研究方法。
低密度效应对高超声速飞行器的影响在于增加了其表面的负载，并且俯仰力矩系数也明显增大。
飞行器在高超声速飞行时，其表面激波层薄，而边界层随机体表面温度增加而变厚，边界层的厚度与激波层相比不能略去，甚至还会出现整个激波层都具有粘性的情况。
边界层变厚对无粘流产生影响，无粘流的变化反过来影响边界层的增长，出现了高超声速流的粘性相互作用。
粘性效应使得高超声速飞行器的有效气动表面不再是机体表面而是边界层加上机体表面，与无粘分析相比，机体表面因粘性效应的影响存有摩擦，使得高超声速飞行器压力分布与阻力都发生较为明显的变化。
高超声速流的高温效应是由于高超声速飞行器运行在高动压条件下，高超声速气流通过激波压缩或粘性阻滞而减速时，运动的动能转化成热能，表面温度升高，当温度达到一定程度时，气体呈“非完全气体”模式。
高超声速流的高温效应对高超声速飞行器影响最为明显的部分是其燃烧墙、进气道斜坡以及控制舵面。
燃烧墙和进气道斜坡的温度高低直接影响到发动机能否正常工作，而控制舵面温度的高低则会影响到其操纵面的偏转和配置，这些都会对整个系统的稳定性产生影响。
因此，必须采用耐高温材料和主动的制冷技术来抑制高温效应对高超声速飞行器的影响。
X43高超声速飞行器热环境具有时间长、中等焓值、中等热流的特点，巡航时存在层流和湍流加热，在前缘等局部位置气动加热比较严重。
由于对飞行器外形变化和防热层重量均有严格要求，要求在受到气动力、热的环境下多次重复使用，同时超燃发动机对于进入气体的品质有严格要求，不允许防热材料发生热解、烧蚀以及结构材料脱落等现象，所以防热方案必须采用无烧蚀的辐射防热方案。
下面介绍X43助推器气动外形设计。
X-43A的三次飞行试验均采用飞马座火箭助推器。
飞马座火箭第一级上的专用适配器是由轨道科学公
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