高超声速飞行器的关键技术有哪些
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.
(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.
(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热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.
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.
(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.
(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热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.
空天飞机需要多次出人大气层，每次都会由于与空气的剧烈摩擦而产生大量气动加热，特别是以高超音速返回再入大气层时，气动加热会使其表面达到极高的温度。机头处温度约为1800℃，机翼和尾翼前缘温度约为1460℃，机身下表面约为980℃，上表面约为760℃。因此，必须有一个重量轻、性能好、能重复使用的防热系统。
空天飞机的结构材料要求很高。在飞行时，它头部和机翼前缘的表面温度可达2760℃。这样，像航天飞机上的防热瓦块式外衣，就不再适用了。科学家们研制了一种新型复合材料来代替，并且在一些特殊部位采用新型冷却装置，避免了高温的伤害。
空天飞机在起飞上升阶段要经受发动机的冲击力、振动、空气动力等的作用，在返回再入阶段要经受颤振、科振、起落架摆振等的作用。在这种情况下，防热系统既要保持良好的气动外形，又要能长期重复使用，维护方便，所以其技术难度是相当大的。
前的航天飞机，由于受气动加热的时间短，表面覆盖氧化硅防热瓦即可达到满意的防热效果，但对空天飞机则远远不够。如果单靠增加防热层厚度来解决问题，则将使重量大大增加，而且防热层还不能被烧坏，否则会影响重复使用。
一个较简单的解决办法是在机头、机翼前缘等局部高温区，使用传热效率特别高的吸热管来吸热，以便把热量转移到温度较低的部位。更好的办法是采用主动式冷却防热系统，也就是把机体结构与防热系统一体化，即把机体结构设计成夹层式或管道式，让推进剂在夹层内或管道内流动，使它吸走空气对结构外表面摩擦所生成的热量。
为了满足空天飞机的防热要求，目前正在研究用快速固化粉末冶金工艺制造纯度很高、质量很轻的耐高温合金。美国已研制出高速固化钛硼合金，它在高温下的强度可达到目前使用的钛合金在室温下的强度，这种合金适宜用来制造机身内层结构骨架。
机头与机翼等温度最高的部位，要求采用碳复合材料，这种复合材料表面有碳化硅涂层，重量轻，耐高温性能好。此外，还需要研究金属基复合材料，例如碳化硅纤维增强的钛复合材料等。这种材料应该兼有碳化硅的耐高温性能，又具有钛合金的高强度特性。
空天飞机技术难度大，所需投资多，研制周期长，所以将来进入全尺寸样机研制，势必也会象空间站那样采取国际合作的方式。
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