美国X-43高超声速飞行器调研

1、美国X-43高超声速飞行器调研一、高超声速飞行器背景11.1美国在高超声速技术领域独占鳌头11.2 欧洲国家积极推进高超声速技术开发31.3 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52. 1 推进技术52. 2 材料技术52. 3 空气动力学技术62. 4 飞行控制技术62.5 X-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125.1 推进系统135.2 控制系统的执行机构14六、X43控制原理176.1 高超声速控制技术发展176.2 高超声速控制分析176.3 X-43A控制方法及分析186.4 高超声速控制技术新技

2、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M a = 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

3、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3 200次试验。通过这些试验掌握了M a 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. 44 m高温风洞中研制和试验过22个发动机。

4、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, NASA Hyper

5、2X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. 5 km高度飞行时以M a= 9. 8 (11 270 km /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：HyT

6、ech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M a = 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. 44 m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

7、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

8、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Hy

9、Fly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58 s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

10、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. 3 m, 质量593 kg,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

11、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M a = 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1 000 km、高升阻比外形、巡航飞行M a =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) 19601964 年, 用两级火

12、箭进行了10 次飞行试验, 煤油燃料冲压发动机质量为300 kg, M a = 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M a = 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(80 kg/ 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, M a = 6, 时间为2 min, 气流总温为1 800 K,总压为8MPa, 流量为80 kg/ s;5) 1997 年, 开

13、始为期4 年的德法联合研究计划, 开发性能更先进的、M a = 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

14、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M a = 4 5是可行的, 并且有实现M a = 8飞行的潜力。但仍然需要更详细的研究,目前正在对M a = 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

15、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65 m, 翼展30 m, 质量140t,加速到M a = 6、高度30 km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M a = 5, 高度为20 km。日本很早就开始了超燃冲压发动机技术的研究,

16、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M a = 4、6、8的飞行条件(设备出口喷管尺寸为51 cm2 ) 。1994 年以来,RJTF完成了缩比发动机模拟飞行M a = 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M a = 4飞行状态的超燃冲压发动机净推力提高到了2 200 kN以上, 不久又在M a

17、 = 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M a = 8试验中的推力性能。1999年建成大型高温激波风洞H IEST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( 1 500 m / s 4 000 m / s) 、高续航飞行高度(20 km 50 km) 、高突防能力(很难拦截)、远航(射) 程(1 000 km 1

18、5 000 km) 、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36 之间, 冲压发动机具有较高的比冲。在马赫数614 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

19、。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,

20、 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

21、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

22、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

23、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,

24、 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

25、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。2.5 X-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）

26、 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1 359kg。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

27、 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 =33. 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. 6

28、m。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1 271. 2kg1 362kg。（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

29、, 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. 510 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、

30、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

31、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

32、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

33、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司制造的。计划用B-52飞机将X-43A飞行器和“飞马座”火箭提升到初始的工作高度。试验旨在获得X-43从助推器分离后所需正净推力，以及试飞器在高超声速自由飞行条件下的空气动力系数。用所得空气动力数据和推力数据验证并改进现有的模拟和预测技术。飞马座火箭的气动外形类似一架飞机，火

34、箭在外形、尺寸与发射质量方面均与X-15试验机相似。飞马座的基体结构、机翼与尾翼全部由质量轻、强度高的石墨纤维复合材料制成。在整个飞马座火箭结构质量中，石墨纤维复合材料占94%，铝合金只占5%，钛合金占1%。飞马座火箭也是美国第一种完全利用计算机进行气动设计的运载火箭。它在NASA艾姆斯研究中心的数值气动模拟设施克雷2、克雷XMP 巨型计算机上，利用计算流体力学软件进行计算并完成了设计，整个研制过程没有进行风洞与缩比模型试验。四、高超声速飞行器制导原理随着近年来世界各国对高超声速飞行器在未来战争中重要性的不断认识，高超声速飞行器的开发,是21世纪世界航空航天事业发展的一个主要方向,将给世界军事

35、带来重大变革,形成空天对抗新的焦点。由于飞行力学环境的复杂性,各种近地扰动和飞行环境参数的不确定性,要求制导方法具有较高精度和自适应性。本文此部分主要针对其精确制导体制方面的不同技术进行简要介绍。所谓制导即控制引导的意思，即使飞行器按照一定的运动轨迹或根据所给予的指令运动，以达到预定的目的地或攻击预定的目标。目前可供选用的制导体制大致分为5类：自主式制导、遥控制导，寻的制导、复合制导和数据链制导。针对高超声速巡航飞行器，通过分析目前应用较为普遍的几种组合导航方式,对其不同的发射阶段提出不同的制导方案，如助推段采用惯性制导，通过气动舵面操控飞行器，使其按照预先设计的弹道倾角t的变化规律运动。它实

36、质是一个自主的空间基准保持系统，主要有陀螺仪、加速度计、制导计算机和控制系统等组成，他们全被安装在飞行器上，由加速速度计质心运动线加速度分量，陀螺仪测量绕质心转动的三个角速度分量，制导计算机根据初试条件计算出载体线速度，距离和位置（经纬度），并经转换和进行综合处理后得到既定导引律所要求的指导控制指令，有载体上的控制体统按照控制指令引导载体飞向目的地或被攻击目标。中段制导采用捷联惯性导航系统( SINS) /GPS/天文导航系统(CNS)组合导航作为其中段制导方案，以提高精度，推迟末制导开机时间，即增大突防概率；由于GPS优良的导航性能,国外高超声速飞行器计划中的中制导方式多为INS/GPS，具

37、有很高的精度。选用SINS/GPS/CNS组合导航主要基于以下原因：捷联惯导比平台惯导具有价格低、体积小和可靠性好等方面的优势，而且可用组合导航来弥补其导航精度不足的缺点； GPS导航精度高,而且与INS具有互补的特点；天文导航系统( celes2tial navigation system, CNS)具有全天候工作能力,抗干扰能力强,可用于提供航向信息辅助。SINS/GPS/CNS组合导航系统通过综合利用各子系统的导航信息，使其相互之间能取长补短，充分发挥各自的优势。若采用SINS/GPS/CNS组合导航作为高超声速巡航飞行器中制导方案,可进一步利用四元数法进行SINS计算,并运用联邦滤波方

38、法对组合导航进行仿真。SINS中的四元数法计算简介。在捷联惯导系统中,用数学平台取代了物理平台,因此软件计算部分就显得尤为重要,尤其是姿态算法是一个非常重要的部分,它直接影响到整个捷联惯导系统的精度。捷联惯导系统的姿态解算方法，有欧拉角法、方向余弦法、四元数法和等效转动矢量法。四元数法比其他方法明显的优越处在于它计算量小、计算精度较高、可避免奇异性,由于高超声速巡航飞行器飞行速度快、反应时间短,因此采用四元数法进行捷联惯导系统计算比较适合。捷联惯导系统中,陀螺与加速度计直接安装在载体上,可测得沿载体轴相对于惯性空间的角速度和加速度分量;陀螺仪和加速度计的输出信息经过误差补偿后,分别送入姿态矩阵

39、更新(四元数更新)和由载体坐标系到平台坐标系的方向余弦矩阵的计算;在姿态矩阵更新的基础上,可以直接求解得到载体俯仰、倾斜、航向等姿态信息,也为加速度计测量得到的沿载体轴的比力向导航坐标系的转换提供了坐标变换矩阵;经坐标变换的比力在消除有害加速度后进行积分就可以得到位置、速度等导航参数。其原理图如图1所示。图1捷联惯导系统原理示意图图中fbib为加速度计测量得到的沿机体系的比力；fpib为比力在平台系的投影；为陀螺仪测量得到的角度增量；bib为沿机体系的角速度；bpb为姿态速率；pie为地球速率在平台系的投影；pip为平台系相对惯性空间的角速度；T为姿态矩阵； C 为位置矩阵；hB 为大气数据中

40、心提供的高度；vpep为平台系相对于地球的速度；pep为位置速率； v为载体在地平面内的速度; L,为载体的经纬度;,为载体的航向角、倾斜角和俯仰角。高超声速飞行器中制导的SINS/GPS/CNS组合导航具有2个子系统: INS/GPS和SINS/CNS。这2个子系统以捷联惯导为主体,辅以GPS导航系统以提供位置、速度和时间信息,使SINS/GPS组合的系统,既具有惯性导航系统较高的相对精度，又具有GPS较高的绝对精度的优点;由于GPS不能修正运载体的姿态信息,因此捷联惯导辅以天文导航可提供航向信息辅助，使得SINS/CNS组合具有较高的姿态精度。另外GPS在特殊情况下可能被关闭,导致GPS接

41、收机接收不到信号,或者当GPS导航系统受到干扰接收到的数据可能出现跳动或超出一定范围时，SINS/CNS子系统可以组成全自主的导航系统,保证导航系统的正常运行。GPS与惯导组合通常认为有2种组合模式，即松散组合（位置与速度组合) 及紧密组合(伪距与伪距率合) 。一般认为伪距、伪距率组合模式比位置与速度组合模式具有更高的导航精度,但是当捷联惯导系统的精度较低时，伪距、伪距率组合的精度低于位置与速度组合的精度。由于松散组合比紧密组合结构、算法简单，对各独立元件性能要求低等优点，更适合在有低精度元件的系统组合中应用。因此,对SINS/GPS的组合选用位置与速度组合模式。在这种模式下，以GPS位置及速

42、率的输出和SINS位置及速率的差值为观测量，估算出捷联惯导各种主要误差因素的大小，从而对其行修正,提高SINS的输出精度。天文导航采用星光制导的方法。星光制导与惯性制导组合可有3种模式:平台模式、捷联工作模式以及平台与捷联星体跟踪器模式。根据实际情况,捷联惯导与星光制导组合子系统采用第2种模式,即星光制导与惯性制导组合捷联工作模式。星体跟踪器和惯性导航所需的陀螺、加速度计均安装在载体上,无机械平台,是由计算机软件构成的“数学平台”,提供位置和姿态信息。星光制导系统向惯性制导系统输送修正和补偿信息,以达到更高的制导精度和可靠性。将惯性系统的输出量与CNS系统的观测量组合后,得到关于导航信息的估计

43、,并将子滤波器输出量中的平台漂移信息反馈到捷联惯导系统中,对平台漂移角进行校正,从而可大幅度提高导航系统的姿态精度。末制导，称为虚位移制导的预测制导方法应用于高超声速飞行器的末端制导。该预测制导法分两个过程:预报落点位置和最优横向力搜索。采用解析计算的形式预测弹头落点,利用非线性最小二乘方法搜索最优横向力,从而获得制导指令。对于该制导律的设计过程,给出了制导指令,并对该制导律的性能进行仿真分析,验证制导律的可行性。对一般虚位移制导律在高超声速飞行器末端段制导中的应用进行数值仿真分析，打靶仿真表明,提出的预测制导方法对高超声速飞行器末端制导初始条件误差以及导航误差影响具有较强的鲁棒性。另外，相关

44、资料表明，针对高超声速空地导弹多约束高精度末制导的基本需求,在三维解耦的俯仰平面和转弯平面上分别设计制导律。在综合考虑脱靶量、落角、入射角等多种约束条件后,运用最优控制构造的最优制导律设计了一种三维最优变结构制导律,接着利用梯度自适应下降法和T - S 模型改进了速度约束控制。最后通过典型弹道的结果显示该制导律能够满足多约束高精度制导的需要,具有良好的弹道性能；另外，高超声速无动力滑翔飞行器采用升力体外形, 通过共轭梯度优化算法设计了飞行器基于多约束条件的最优轨迹;利用基于线性状态调节器(RQL) 制导方法实现阵风干扰作用下纵向与侧向参考轨迹的同时跟踪。仿真结果表明,本文的轨迹优化算法能在很短

45、的时间内优化出最优轨迹且具有很好的收敛性；采用的制导算法能实现各种强度阵风干扰作用下的轨迹跟踪,具有很强的鲁棒性。目前世界各国竞相发展高超声速技术和精确制导技术, 多约束条件下最优变结构制导律设计等能够满足高超声速导弹在脱靶量、落角、入射方位角、速度等约束条件下高精度制导的需要,亦具有良好的弹道性能。越来越多应用到高超声速飞行器中。五、执行机构的选择及配置这部分两部分介绍，分别为推进系统和控制系统的执行机构。5.1 推进系统高超声速飞行器整个飞行阶段分为三部分，入轨段，在轨段，再入段。其中在轨段和再入段均为无动力飞行。所以推进系统只作用在入轨段。入轨又分为两种方式，单级入轨和两级入轨。单级入轨

46、的高超声速飞行器飞行跨越亚音速、近音速、超音速、高超音速，在不同的飞行阶段，推进系统所采用的发动机是不一样的。由低到高分别采用航喷发动机，涡轮发动机，冲压发动机和超燃冲压发动机，还有一直采用火箭发动机的方案，但是火箭发动机的比冲较小。两级入轨的高超声速飞行器由于借助了火箭的推力作用，直接加速到高超声速，在高超声速条件下，采用超音速燃烧式冲压发动机作为推进系统。对于两级入轨的高超声速飞行器而言，由于在低速阶段采用了火箭的助推作用，当高超声速飞行器达到高超声速时，还需考虑运载火箭和高超声速飞行器的分离问题，目前的分离方式有前推式、背负式等，分别如图2和图3所示。图2 前推式分离图3 背负式分离对于

47、X-43，采用超燃发动机，但是先由火箭助推到预定高度，发动机再点火，在预定高度飞行。超音速燃烧冲压发动机的高明，正是如此！超音速的空气流进人发动机燃烧室时，便可与液态氢气混合燃烧，产生高温气体从喷管高速向后喷出.产生巨大的反作用推力。显然.发出相同的力，它比火箭发动机轻。这样就能使飞机装载更多的有效载荷，大大降低了运输成本。这是航天、航空科学家梦昧以求的目标之一。另一特点是高超音速喷出气体产生的巨大推力可使飞机、航行器的飞行速度达到音速7倍、10多倍甚至更高。超音速燃烧冲压机只适宜5倍音速以上的飞行范围。5倍以下还应由涡轮发动机及冲压发动机来提供动力。前者适应低速到3倍音速.后者在3-5倍音速

48、时效率最高。这三种发动机都以空气为氧化剂，均称为空气吸气发动机。它们因不需要自带氧气而为最佳组合。图三为超燃冲压发动机和航空发动机的对比。图4 超燃冲压发动机5.2 控制系统的执行机构在上升飞行段，采用推力矢量控制和操纵面联合控制方式。在高空时，由于大气稀薄，不能采用气动舵面产生控制力，应靠矢量力来控制导弹稳定在一定高度上进行定高飞行，提供矢量力的装置可借鉴调整卫星轨迹的方式，在高超声速飞行器中可采用燃气舵。当导弹巡航一段距离后，冲压发动机工作完毕, 导弹抛弃冲压发动机, 只有弹头（包括控制系统）继续在惯性与重力作用下运动。此时，安装在弹头的气动舵面从弹体内弹出，操纵弹头向目标进行攻击，此运动

49、过程类似于制导炸弹的工作原理。燃气舵具有结构简单、响应速度快和不受飞行高度影响等优点。但燃气舵控制导弹姿态也有很多缺点，比如燃气残渣易堵塞气路，必须精心设计过滤装置，其次是燃气舵翼面小，导致其所产生的控制力矩小，必须不停地调整，以使控制力达到最佳，而这样会加剧燃气舵的烧蚀，使其控制力逐步减小，再者，燃气舵阻力还会使发动机轴向推力产生较大的损失。图5 有气动舵构型图6 燃气舵（侧部）图7 燃气舵（尾部）六、X43控制原理6.1 高超声速控制技术发展近年来，美国针对高超声速技术的研究，设计了多种高超声速验证机。其中，验证机X-33控制器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

50、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-33因多种原因被迫下马，但其控制器的设计过程已经为高超声速飞行控制器的设计提供了一种全新的思路。6.2 高超声速控制分析高超声速飞行器采用先进的机体/发动机一体化技术，该技术是获取强大推力、提高升阻比以及减少燃料负载的有效途径。机体/发动机一体化设计思想包含两层含义：一方面指在性能优化时兼顾机体的气动性能和发动机的推进性能，考虑两者的相互影响，反映的是优化设计的思想；另一方面指在结构上将机体和发动机设计为一体，反映的是整体化设计思想。从控制角度来看，机体/发动机一体化结构产生的不利因素在于，推进系统将与操纵面

51、之间相互干扰，前体进气道的压缩气流将产生升力和抬头力矩，而后体的喷管气流也将会产生升力和低头力矩。此外，如果前后体气流压力在横侧向的作用力不一致时，还将会有滚转力矩扰动和偏航力矩扰动出现。不仅如此，机体/发动机一体化结构，也使得高超声速飞行器弹性机体、推进系统以及结构动态之间存有强耦合，高超声速飞行器发动机进气道获取和压缩气流与激波的性能有密切关系，而激波的产生又与飞行迎角和动压有关，也就是说气动参数将影响推进系统，反过来，推力和进气道的压力也受俯仰控制舵面的影响，随着俯仰角速率的改变，发动机的燃流率和扩散率也相应的发生改变，即控制系统与推进系统的作用是相互影响，且不能分离的。6.3 X-43

52、A控制方法及分析目前，国内外常规飞行器飞行控制系统控制律的设计大多数采用传统的增益预置控制方法，它是一种开环自适应控制，通过监测过程的运行条件来改变控制器的参数，在补偿参数变化或对象已知非线性方面，增益预置控制是一种行之有效的方法。X-43A试飞过程就是采用的增益预置的控制方法。验证机X-43A控制器采用传统的增益预置方法，如下图所示。该方法被工程广泛采用，技术比较成熟，且不受计算机速度的限制。此外，X-43A试飞成功也表明，增益预置方法仍旧是目前飞控系统设计的主流方案。图8 X-43控制系统但值得注意的是，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

53、飞行，飞行包线变化范围小，飞行时间短(10秒)，其飞控系统的作用并未真正突显出来。当飞行包线范围扩大，外界扰动增强时，基于增益预置方法的控制器就会存有明显的缺陷，特别是在控制可能发生故障时，该方法需有极其大量的增益预置表，且切换过程中，参数往往产生突变，将严重影响到系统的整体性能。飞行器处在低动压飞行环境下，系统对控制器的鲁棒性能要求不是特别高的时候，可以采用增益预置的方法，因为该方法已被工程广泛采用，技术比较成熟，且不受计算机速度的限制。该方法的设计思路为：采用多个线性控制器来近似替代所要求的非线性控制器，在需要设计增益预置控制器的飞行包线内选取许多设计点，采用小扰动原理，在每一个设计点上，将其非线性模型转化成近似的线性模型，然后在每一个设计点上采用传统的控制器设计方法分别设计出一个线性控制器，于是非线性的影响可以通过在这些线性控制器间的切换来克服。最终通过预定程序在这些线性控制器之间插值，得到一个完整的非线性控制律。