超高声速飞行器摘要：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,具有较高的突防成功率和侦查效能,能大大扩展战场空间。

高超声速飞行器潜在的巨大军事和经济价值使得当前世界各军事大国纷纷投巨资到该领域,成为21世纪世界航空航天事业发展的一个主要方向。

近年来,各军事大国在推进技术、结构材料、空气动力和飞行控制等关键技术研究方面积累了丰富经验,对高超声速飞行器未来的发展奠定了基础。

关键字：超高声速、飞行器、推进技术。

一、飞行器的发展历程人类向往飞行的理想几乎伴随这整个人类的历史。

最初，人们受到鸟类的启发而使用人造翅膀，但是发现这并不现实。

人类的身体对于人造翅膀而言过于的沉重。

并且在探索的早期人类并不了解鸟类飞行的空气动力学原理。

经过一系列的探索，到了18世纪后期，人类发明了热气球。

1783年热气球首次载人升空。

随后出现了飞艇。

相比于热气球，带有推进装置、载重更大的飞艇更具实用性。

飞艇的出现并未宣告飞行器的发展并未就此停歇。

人类还是研制机动性更好的飞行器。

1903年，由莱特兄弟制造的人类第一架飞机——飞行者1号，并成功升空。

莱特兄弟总共制造了三架“飞行者”号飞机。

“飞行者”三号是其中最成功的一架，其飞行成绩为38分钟飞行38.6km。

“飞行者”三号飞机的成功宣布飞机终于具有了实用性。

至此人类迎来的飞机时代。

自飞行者之后活塞式螺旋桨飞机得到了极大的发展，飞行时速不断地提高。

但是螺旋桨式飞机存在着速度上限。

当螺旋桨尖端线速度接近声速时，空气会被极具压缩，而这部分压缩空气来不及散开，在桨端形成一个巨大的阻力，称为激波阻力。

此时桨端的空气将粘滞在桨叶表面，使螺旋桨的效率降低。

这便是螺旋桨飞机不能飞得更快的原因。

为了克服螺旋桨飞机的这一速度上限，人们研制了喷气发动机。

喷气发动机构造不同于活塞式螺旋桨，因此飞机可以飞得更快。

随着发动机性能的提升以及飞行器气动外形的升级，飞机的速度已经能达到2马赫。

性能与早期的飞机相比，现在的飞机已经将其远远的抛在了身后。

随着新的技术、新材料的不断应用，人造飞行器的性能还在不断的提升。

二、高超声速飞行器技术难点在高超声速飞行器的研制过程中遇到许多困难，主要是飞行器的动力系统以及热防护等方面。

这些方面直接关系到飞行器的性能和安全。

1、动力系统1)喷气式发动机战斗机动力装置的设计，总是追求更高的推重比；大型飞机自重和载重的不断增大，对发动机提出了更高的推力要求。

喷气发动机通常由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成。

部分军用发动机的涡轮和尾喷管间还有加力燃烧室。

喷气式发动机属于热机，做功原则同样为：高压下输入能量，低压下释放能量。

工作时，发动机首先从进气道吸入空气。

这一过程并不是简单的开个进气道即可，由于飞行速度是变化的，而压气机对进气速度有严格要求，因而进气道必需可以将进气速度控制在合适的范围。

压气机顾名思义，用于提高吸入的空气的压力。

压气机主要为扇叶形式，叶片转动对气流做功，使气流的压力、温度升高。

随后高压气流进入燃烧室。

燃烧室的燃油喷嘴射出油料，与空气混合后点火，产生高温高压燃气，向后排出。

高温高压燃气向后流过高温涡轮，部分内能在涡轮中膨胀转化为机械能，驱动涡轮旋转。

由于高温涡轮同压气机装在同一条轴上，因此也驱动压气机旋转，从而反复的压缩吸入的空气。

从高温涡轮中流出的高温高压燃气，在尾喷管中继续膨胀，以高速从尾部喷口向后排出。

这一速度比气流进入发动机的速度大得多，从而产生了对发动机的反作用推力，驱使飞机向前飞行。

2)超然冲压发动机冲压发动机是吸气式发动机的一种，它利用大气中的氧气作为全部或部分的氧化剂,与自身携带的燃料进行反应。

与压气机增压的航空发动机不同，它利用结构部件产生激波来对高速气流进行压缩，实现气流减速与增压,整体结构相对简单。

其工作原理是首先通过进气道将高速气流减速增压,在燃烧室内空气与燃料发生化学反应,通过燃烧将化学能转变为气体的内能。

最终气体经过喷管膨胀加速,排入大气中,此时喷管出口的气体速度要高于进气道入口的速度,因此就产生了向前的推力。

超燃冲压发动机主要由进气道、隔离段、燃烧室与尾喷管组成。

其中进气道的主要功能是捕获足够的空气,并通过一系列激波系进行压缩,为燃烧室提供一定流量、温度、压力的气流,便于燃烧的组织。

隔离段是位于进气道与燃烧室之间的等直通道,其作用是消除燃烧室的压力波动对进气道的影响,实现进气道与燃烧室在不同工况下的良好匹配。

当燃烧室着火后压力升高,隔离段中会产生一系列激波串,激波串的长度和位置会随着燃烧室反压的变化而变化。

当隔离段的长度足够时,就能保证燃烧室的压力波动不会影响进气道.燃烧室是燃料喷注和燃烧的地方,超燃冲压发动机中燃料可从壁面和支板或喷油杆喷射。

超燃冲压发动机中的火焰稳定与亚燃冲压发动机不同,它不能采用“V”型槽等侵入式火焰稳定装置,因为它们将带来巨大的阻力,因此目前普遍采用凹腔作为火焰稳定器.尾喷管则是气流膨胀产生推力的地方。

2、热防护多数人见到过流星，一道闪亮的光划破夜空飞向地面。

它是散布在太空中的小物体以十几千米每秒的速度飞进地球大气层，与空气强烈摩擦产生高温高热，从而烧蚀发光，这就是受气动加热的结果。

在高超声速飞行器研发过程中遇到类似的气动加热问题，即所谓热障。

它主要是飞行器飞行时由于激波和粘性的作用，其周围空气温度急剧升高（可达几千摄氏度），形成剧烈的气动加热环境，使一般飞行器结构无法承受。

为克服热障，科研人员首先精心设计飞行器的飞行轨道和气动外形，使其在不影响或较少影响飞行器性能的情况下，尽可能降低进入飞行器的气动加热率，即热流。

以再入航天器为例，不同类型和用途的飞行器，其飞行轨道和气动外形大不一样：弹道式中远程导弹弹头，由于其主要性能要求之一是以最快的速度命中敌方目标，所以一般采用小钝头细长形气动外形以减小阻力和速度损失（尖头外形不行，因为不管用什么材料制造都将很快被烧钝)；采用较大的再入角的飞行轨道以缩短再入航程。

但这样一来，就要承受更为严酷的短时间高热流的气动加热环境。

而返回式卫星或宇宙飞船，返回时间长短不是其主要性能指标，于是采用小再入角飞行，缓慢减速的轨道以及大钝头体的飞行器外形以降低加热率，从而形成低热流长时间的气动加热环境。

当然，这样做的另一目的是，不使飞行器的过载超过宇航员所能承受的程度（一般认为是五倍的重力加速度）。

克服热障更主要的手段是对飞行器进行热防护，希望以较小的代价保证飞行器及其有效载荷（战斗部或乘员）的安全。

热防护的方法按防热机理划分有：热沉（热汇）防热；辐射防热；发汗冷却防热和烧蚀防热。

热沉（热汇）防热主要利用材料的热容量来吸收热量。

任何材料都有热容量，但作为防热材料（处为热沉材料）使用时有其特殊要求。

首先要有大的比热，这样单位质量的材料才能吸收更多的热量；其次要有高的导热率，只有这样才能使热沉材料的温差不致过大，不然的话，受热面已接近或达到材料的破坏温度，而其余部分的温度还较低，就不能充分发挥材料大热容量的潜力。

由于热沉材料的破坏温度一般不是很高，比如说铜的熔点是1357 K，要想吸收大量的热，就必须大量增加热沉材料的质量，形成比较笨重的防热系统。

这种防热方案仅在美国早期的洲际导弹弹头上使用过，后来就将其弃用了。

辐射防热主要利用材料的辐射特性。

就是将其表面的气动热再以辐射的形式散发出去。

由于辐射热流与表面温度的四次方成正比，因此，选用的辐射防热材料不仅要有高辐射特性外，而且还必需有低导热率和耐高温特性（此两种特性为了保证其表面有较高的温度）。

早期，这种防热方案在某些返回式卫星的局部使用过，不过最成功的应用还是在美国的航天飞机上。

对于航天飞机防热，除了机身头部及机翼和尾翼的前缘，因为加热率过大采用烧蚀率极低的碳复合材料防热外，其余的大面积均用防热瓦来防热，总共有几万块。

防热瓦的基体是导热率极低的高温陶瓷，外覆辐射率较高的涂层，辐射涂层外还覆盖一层透明的玻璃类物质。

后者的作用一是为避免涂层因氧化而降低辐射率；二是避免高温气流中的原子和离子在表面的催化作用下产生放热反应而增加气动加热率，这是因为玻璃类材料对复合反应的催化率是极低的。

这种防热方案的一大优点是飞行过程中气动外形变化极小，这对于在大气层中滑翔很长时间而后着陆的航天飞机而言极为重要；它的另一优点是防热层由几万块防热瓦组成，返航着陆后若发现少量防热瓦有损坏还可以修理或更换，整个防热系统还可重复使用。

它的致命缺点是陶瓷制的防热瓦较脆而不耐冲击。

正因为此，2003年1月16日，哥伦比亚号航天飞机在发射升空时，主燃料箱外的泡沫塑料脱落撞在左机翼上，使左机翼表面的防热瓦松动或破损而形成缝隙，当2003年2月1日返航再入时，炽热的气体从这些缝隙进入机体，引发哥伦比亚号爆炸，造成机毁人亡的惨剧。

另一种热防护方案是发汗冷却防热。

顾名思义，与人类通过出汗来降低体表温度相类似，飞行器通过从多孔表面渗出流体达到防热的目的。

不过，与人类主要靠汗液蒸发降温不同，发汗冷却防热除了有蒸发吸热外，主要靠热阻塞效应或质量引射效应的机理来防热。

基本原理是，当流体注入飞行器表面气体边界层时，使边界层结构发生改变，厚度增大而使得温度梯度降低，从而减小进入飞行器的对流传热。

飞行器使用发汗冷却防热优点是在飞行中没有气动外形的变化，还可以通过控制流体的渗出量来适应不同大小热流的热防护需求。

虽然这一方案很吸引人，但在技术上却很复杂。

首先多孔介质的防热层就很难制造；其次流体的储罐、管道、泵送、分配以及控制系统，不仅复杂笨重而且不太可靠。

正是这些难于克服的技术难题，使得这一防热方案虽然各国都做过不少研究和试验，但未见在飞行器上实际应用的报道。

薄膜冷却防热在防热机理上与发汗冷却防热基本相同。

与人们想象中的“通过许多毛孔来发汗”稍有不同的是，薄膜冷却防热依靠在飞行器表面的小孔喷出液体或气体，在表面形成一层很薄的液膜或气膜，将飞行器表面与高温气体分隔开，而后液体蒸发吸热，气体注入边界层，产生热阻塞效应，降低进入飞行器的对流传热。

薄膜冷却防热与上述发汗冷却防热相类似。

很多人把它归结到发汗冷却防热。

烧蚀防热的灵感源于陨石。

很多人见过陨石，它的表面布满鱼鳞坑，这是烧灼留下的痕迹。

科研人员对这种自然现象做了潜心研究。

防热专家由此受到启发，烧去了外层，保护了内层安全到达地面，由此引出烧蚀防热技术。

烧蚀热防护由于有效、可靠、自适应、重量轻、工艺简单、便于搬运和储存等优点而得到广泛应用。

中远程弹道导弹弹头、返回式卫星、宇宙飞船（包括我国的神舟号飞船），登月飞行返回舱以及航天飞机机头和机翼尾翼前缘，都使用烧蚀防热。

经过几十年的研究试验和实际应用，现已研发多种烧蚀材料，供不同用途的飞行器或飞行器的不同部位选用。

烧蚀防热是目前高超声速飞行器热防护中应用最成功的一种方法。