国家自然科学基金重点项目(编号:10632040)本文2009-03-10收到,陈予恕、郭虎伦分别系哈尔滨工业大学院士、博士生,钟顺系天津大学航空航天研究院博士生高超声速飞行器若干问题研究进展陈予恕 郭虎伦 钟 顺摘 要 介绍了国外高超声速飞行器的发展现状,并总结了未来一段时期高超声速飞行器的发展方向和趋势。
分析了高超声速飞行器的外形选择及其气动问题,发动机的选取与机体一体化问题和气动加热及防热问题。
最后提出了未来高超声速飞行技术发展的几个方向。
关键词 高超声速飞行器 气动弹性 机体一体化 气动加热 防热引 言高超声速飞行器是指飞行马赫数大于5.0的远程巡航飞行器,它综合了航空航天领域众多学科的新技术,代表了未来航空航天领域的研究发展方向,被认为是继隐身技术之后的又一重点技术领域。
按采用的动力装置不同,高超声速飞行器可分为火箭推进高超声速飞行器(Rocke-t Po w eredH yper -sonic Vehicle ,RP HV )和吸气式高超声速飞行器(A ir -B reath i n g H yperson ic V ehic l e ,AB HV )两类。
早期的高超声速飞行器,如X-15和X-20,均以火箭发动机为动力,属于RPHV 。
由于其性能不佳,后续研究几乎没有开展。
随着对超燃冲压发动机研究的深入,AB HV 成为各航空航天大国的发展重点。
AB HV 包括吸气式运载器(A ir -Breath i n g Launch V e -h icle ,ABLV )和高超声速巡航飞行器(H yperson ic C r u ise V ehic le ,HCV )。
ABLV 又称为空天飞机(A erospace Plane ),主要执行入轨任务,可分为单级入轨和多级入轨系统。
H CV 主要指在大气层内飞行、执行巡航任务的飞行器,可用作高超声速飞机、战略攻击机和巡航导弹,均采用超燃冲压发动机作为动力系统。
高超声速飞行器具有以下优点[1]:1)高超声速飞行可有效缩短对目标的反应时间,因此突防概率高;2)射程相同时飞行时间短,目标位置变化小,故飞行器的抗干扰能力强,命中目标的概率高;3)飞行器在高超声速飞行时动能大,若设计与亚声速飞行器相当破坏力的战斗部,高超声速飞行器战斗部的质量可以减轻,从而减小了飞行器的设计载荷;4)射程远,如国外正在研究的高超声速导弹射程都在几百千米甚至几千千米以上。
1 高超声速飞行器国外发展现状基于高超声速飞行器的上述优点,美、俄、法、德、日、印度等国都在进行这方面的研究,并制订了许多研制高超声速飞行器的计划[1-3],有些已经做了大量的试验。
美国高超声速飞行器的研制在20世纪曾有过两次高潮:第一次是在20世纪60年代,当时研制了飞行器速度超过M a =6的X-15,但是由于使用和经费上的困难以及技术上的难度,取消了该计划。
而后对高超声速技术的研究一直处于小规模的水平。
1986年,美国提出了国家空天飞机计划(NASP),当时人们称之为/高超声速技术复苏0,然而在1994年,由于在执行过程中遇到了技术、经费和管理上的一系列困难,对该计划进行了调整,但它却引发了一系列与高超声速飞行相关的研究计划。
美国的高超声速技术研究重点围绕高超声速飞行器试验(H yper -X)计划、高超声速技术(H y Tech)计划和高超声速飞行(H yF l y )计划等技术验证计划展开。
H y Tech 计划以可攻击运动目标的机载高超声速导弹为任务目标,该计划的核心是验证一种可供导弹以M a =4~8的速度飞行、使用碳氢燃料、一次性使用的超燃冲压发动机。
H yFly 计划由美国海军研究办公室(ONR)和美国国防高级研究计划局(DARPA )联合开发,为期4年(2002)2006年),目的是验证由使用液体碳氢燃料的超燃冲压发动机推进的、以M a =6.5的速度飞行、27km 高度巡航、射程为1100km 的高超声速飞行器方案。
该高超声速飞行器为轴对称设计,采用双燃烧室超燃冲压发动机。
H yper -X 计划是NASA 重点实施的高超声速计划,该计划的主要目的是演示可用于高超声速飞机的超燃冲压发动机技术和一体化设计技术,扩展将来可以军用和民用的高超声速飞行的技术基础。
X-43A 作为美国NASA 航空与太空运输技术公司主持的H yper -X 计划的第一阶段的技术验证机,其飞行试验共历时8年,耗资2.3亿美元。
2001年进行了第一次试飞,由于导航系统故障以失败告终。
2004年3月,第二次试飞取得成功,以M a =6.8的速度飞行了近22km;同年11月,第三次试飞,在大约30km 高空,其飞行速度达到了M a =9.8,持续了大约10s 。
X-43A 的飞行试验成功标志着超燃冲压发动机技术正式从实验室研究阶段走向工程研制阶段。
预计到2015年,美国的高超声速巡航导弹将具备作战能力。
苏联/俄罗斯对超燃冲压发动机的研究可以分为两个阶段,1957)1972年为第一阶段,该阶段是超燃冲压发动机的早期基础研究阶段,重点探索超燃冲压发动机从原理上是否可能的问题;第二阶段是1972)1996年,研究超燃冲压发动机工作过程中的细节技术问题。
苏联/俄罗斯在超声速巡航飞行器方面占有绝对优势,巡航飞行器从亚声速、超声速向高超声速发展,具有循序渐进和系列化特点,成熟的冲压发动机技术对高超声速技术的研究,尤其是为超燃冲压发动机的开发奠定了基础,提供了宝贵经验。
在超燃冲压发动机的飞行试验研究方面,首次实现了超声速燃烧,已进入高超声速技术飞行验证阶段。
法国是高超声速技术研究比较先进的国家,制定了许多计划,其中多是采用变几何超燃冲压发动机方案,尚处于地面试验研究阶段。
此外,还实行了高超声速应用研究组合吸气式发动机计划(Japhar )、先进高超声速发动机研究计划(PREP HA)、ASCP 计划和马特拉高超声速隐身导弹计划等一系列计划。
德国高超声速导弹的主要性能指标为:飞行速度M a =6.5,采用高能、高密度的吸热型碳氢燃料,超燃冲压发动机推进,惯性+全球定位系统复合制导,射程1000k m 左右,命中精度在15m 以内,可从战斗机、战略轰炸机、水面战舰的垂直发射系统或潜艇上发射。
2002年初在德国一试验基地进行了一次低空飞行试验,导弹达到了M a =6.5的飞行速度。
英国在2001年8月推出了一个持久稳定的高超声速飞行试验(Shyfe)计划,曾计划在4~5年内进行首次飞行试验。
Shyfe 验证机长1.5m,质量为30kg ,由冲压发动机推进,旨在探索以M a >5的速度持续稳定飞行的高超声速飞行器一体化设计方法,到目前为止还没有进行试验的消息。
印度在研制一种效费比较为合理的可重复使用的高超声速巡航导弹,飞行高度为30k m ~40k m,巡航速度为M a =7,发射方式包括水平发射和垂直发射。
冲压发动机工作在亚燃模态时,速度达M a =3,转入超燃模态后,加速到M a =7。
日本也有一项先进计划,称为轨道飞机实验(HOPE )计划。
HOPE 的开发借助两个大型试验台:一个是HYFLEX(高超声速飞行实验),用于研究火箭助推器发射后的高超声速飞行;另一个是ALFEX (自动着陆飞行实验),它包括进行自动着陆试验的模型空天飞机。
日本目前正在研究的高超声速推进技术包括冲压发动机、超燃冲压发动机和液化空气循环发动机(LACE)。
LACE 在低空时液化空气,存储氧气以便高空使用。
H ySho t 国际研究计划由澳大利亚、美国、英国、德国、韩国、日本等国合作进行,目的是对氢燃料超燃冲压发动机进行飞行试验。
该计划始于1999年,目前已经分别于2001年10月30日和2002年7月30日在澳大利亚完成了2次超燃冲压发动机的飞行试验。
总结先进发达国家在高超声速技术的研究历程和发展计划,可以简单归纳出未来一段时期的发展方向和趋势:1)动力先行,以超燃冲压发动机为突破口,带动总体、气动、材料、信息与控制等相关技术领域协调发展;2)技术验证,以飞行演示验证为重要技术手段,逐步掌握和验证高超声速技术的若干关键技术;3)总体规划,分阶段突破有限目标,首先发展以超燃冲压发动机为动力的高超声速导弹,其次发展以组合冲压发动机为动力的高超声速飞机,最终实现以亚燃/超燃/火箭组合发动机为动力的空天飞机以及完全可重复使用的天地往返运输系统。
2高超声速飞行器研究中的若干问题2.1高超声速飞行器的外形选择及其气动问题研究高超声速飞行器的气动布局和外形选择是总体设计的前提和基础,是相当重要的部分。
与常规的飞行器外形相比,乘波体(W averider)具有很高的升阻比,在高超声速飞行范围内,乘波体已被公认为是最好的外形。
所谓乘波体,是指一种外形呈流线形、所有的前缘都具有附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,其流场是用已知的非粘性流方程的精确解来决定的。
目前,乘波体外形的设计方法主要有两种,一种是基于斜激波方程推导出的C翼及其各种C翼的组合;另一种是基于超声速锥流理论推导出的简单或复合锥形流场形成的乘波体外形[4](见图1)。
乘波体的概念是在1959年由Nonw e iler提出的,N onw e iler首先提出了由二元楔形流组成三元升力体的基本乘波体构想,后由Venn、F l o wer和N ar-do等研究出了C形乘波体,从此引起各国气动专家的注意,并于1990年在美国马里兰大学召开了第一届乘波体外形学术会议。
乘波体外形有三个显著的气动特性[4]:低阻、高升力和大的升阻比,特别是对于高超声速飞行器。
常规外形在超声速流中前缘大都是脱体激波,激波前后存在的压差使得外形上的波阻非常大,而乘波体的前缘及上表面与激波同面,所以不形成大的压差阻力,而下表面在设计马赫数下受到一个与常规外形一样的高压,这个流动的高压不会绕过前缘泄露到上表面,这样上下表面的压差不会像常规外形一样相互影响而降低下表面的压力,使得升力降低。
乘波体外形则因无此损失而得到大的升力,常规外形要得到同样大的升力,必须使用更大的攻角。
同时,乘波体的下表面常常设计得较平,相对常规轴对称外形,平底截面外形的上下压差要大得多,所以升力也大得多,升阻比也比常规外形要大得多。
因此,乘波体更适合于高超声速飞行器的外形设计。
但乘波体的容积利用率低,在发动机与机体结合、内部布局和外形加工等方面都存在困难。
实际应用时需要整形(如增大前缘钝化半径,削去部分尾部等),但整形后的乘波体气动性能明显降低,高升阻比特性大打折扣;另外,乘波体在非设计状态时的气动性能较之设计状态也有大幅度的降低。