高超声速飞行器动力技术介绍及部分国家发展现状

一、高超声速飞行器技术发展路径及动力技术介绍
1.1 高超声速飞行器技术发展路径
高超声速飞行器区别与其他飞行器最大的特点是高度一体化，使得飞行器机身与推进系统密不可分，从某种意义上来说是无法划分出一个所谓的“发动机”进行研制的，这样的“发动机”也只有在与机身合二为一才能发挥其真实的性能，也才能真正的运行起来。

因此，高超声速飞行器首先是“自顶而下”地分解研究对象和研究阶段，随着技术的发展再逐步地整合各部分的研究，逐级、逐步形成一个完整的飞行器研究对象。

从总体方案设计的完整的飞行器作为研究对象可划分为四个层次的研究：气动/推进一体化研究、全流动通道推进系统研究、超然冲压模型发动机研究、超然冲压发动机部件研究，将高超声速飞行器自顶而下分解后就，再从分解出来的底层部件逐步发展“自下而上”到顶层飞行器。

同时“自顶而下”的技术分解和“自下而上”的技术集成这两条路线又是有交互的，在试验研究的任何阶段发现问题，都应当反馈到飞行器总体的设计，重新定义部件、子系统的研究对象。

图1.1
1.2 高超声速飞行器动力技术介绍
气动/推进一体化研究 全流动通道推进系统研究 超然冲压模型发动机研究
超然冲压发动机部件研究
高超声速飞行器的核心关键技术包括超燃冲压发动机技术、高超声速飞行器组合推进系统技术、高超声速飞行器机身推进一体化设计技术、高超声速飞行器热防护技术、高超声速飞行器导航制导与控制技术、高超声速飞行器风洞实验技术。

下面的篇幅分别对超燃冲压发动机和组合推进系统技术做简要介绍：
(1)超然冲压发动机概念介绍
超燃冲压发动机是高超声速飞行器推进技术的核心技术，超然冲压发动机与亚燃冲压发动机同属于吸气式喷气发动机，由进气道、燃烧室和尾喷管构成，没有压气机和涡轮等旋转部件，高速迎面气流经进气道减速增压，直接进入燃烧室和燃料混合燃烧，产生高温燃气经尾喷管加速后排出，从而产生推力。

超燃冲压发动机通常可以分为双模态冲压发动机和双燃烧室冲压发动机。

双模态冲压发动机是指发动机根据不同的来流速度，其燃烧室分别工作于亚声速燃烧状态、超声速燃烧状态、超声速燃烧/亚声速燃烧/超声速燃烧状态。

双燃烧室冲压发动机是指同一发动机同时具有亚燃冲压和超燃冲压双循环的超燃冲压发动机，采用双循环的主要目的是用亚燃冲压发动机点燃超然冲压发动机来解决煤油燃料的点火和稳定燃烧问题。

(2)超声速燃烧概念
在一定的压缩和膨胀效率的条件下，进入发动机的空气有一最佳压缩量，使得发动机的效率最高。

燃料的热值和过程的效率越高，其
最佳压缩量越高。

低于或超出此压缩量发动机的效率都会降低。

因此在飞行速度低时，入口空气的动能全部用来增压还不够，需要进一步的增压，以达到比较高的效率。

比如涡轮喷气发动机就使用了涡轮继续增压。

当飞行超过一定速度后，入口空气按最佳压缩量压缩时，进入燃烧室的流动仍为超声速。

如果继续减速增压，以致变成亚声速，由于巨大的总压损失和熵增，即使耐温允许，发动机也很难产生推力。

因此，只能部分减速增压，燃烧过程不得不在超声速流动的条件下进行。

这种在高超声速条件下工作的吸气式发动机成为超声速燃烧冲压发动机，超声速燃烧是指超声速流动中的燃烧。

超燃冲压发动机是高超声速飞行器技术体系中的关键技术，但是由于超然冲压发动机需要在较高的飞行马赫数下才能起动工作，因此需要与其他类型的动力系统进行组合，才能在较大的飞行包线内完成飞行任务。

一般来说，超燃冲压发动机起始工作的下限是5马赫，双模态超燃冲压发动机可以下延至3马赫，那么对于起始工作点之前则需要其他的动力装置来推动飞行器的起飞和加速。

目前解决这一问题的途径主要可分为两大类：一类是火箭基组合循环发动机推进系统RBCC；另一类是涡轮基组合循环发动机推进系统TBCC。

(1)RBCC基本概念及工作原理
RBCC推进系统将火箭发动机和吸气式推进系统结合在一起，组成一个一体化的推进系统。

该推进系统整合了火箭发动机、亚燃冲压
发动机和超燃冲压发动机，共有四个工作模态：引射模态、亚燃冲压模态、超燃冲压模态和纯火箭模态。

通过在部分轨道上升段使用空气中的氧，以RBCC推进系统为动力的飞行器可以获得更高的平均比冲。

另外，RBCC推进系统相对于它的竞争对手—涡轮机组合循环发动机具有更高的安装推重比。

RBCC推进系统包括引射模态、亚燃冲压模态、超燃冲压模态和纯火箭模态。

其工作原理分别如下：
（1）引射模态，主要工作范围为0—3马赫。

嵌于流道中的火箭发动机工作，通过其高速气流的引射抽吸作用，引入二次空气流，并在流道的燃烧室内组织二次燃烧，以提高整体燃气能量，在纯火箭的基础上增加推力，以提高发动机比冲。

（2）亚燃冲压模态，主要工作范围为3—6马赫，火箭发动机关闭，利用来流空气的速度冲压，在主流道中的燃烧室内组织亚声速燃烧，实现对飞机的推动。

（3）超燃冲压模态，主要工作范围为6—8马赫，由于飞行速度的进一步提高，如果再将来流降低到亚声速后组织燃烧，燃烧室内气流的静温会非常高，以至于燃烧产物的离解达到无法忍受的地步，加入的燃料无法为气流进行加热，同时很高的静温已经超过现有材料的耐热极限，会对流道内的热管理提出更高的要求。

所以，只利用进气道对高超声速来流进行适当的压缩，使其在燃烧室内仍然保持为超声速，在燃烧室中直接组织超声速燃烧，是有效提高推进器燃烧效率的主要途径。

（4）纯火箭模态，主要工作范围大于8马赫。

随着飞行器逐渐飞出大气层，来流空气量逐渐降低并趋于零，此时关闭进气道，结束超燃冲压，并再次点燃火箭发动机，利用火箭发动机将飞行器送入预定轨道，完成入轨任务。

(2)TBCC基本概念及工作原理
相对于RBCC，最大飞行马赫数6以下的飞行器采用TBCC推进系统具有更好的经济性能。

在飞行轨迹的低速度段，利用涡轮发动机提供动力，比利用火箭助推产生的比冲大一个数量级。

TBCC主要是燃气涡轮发动机和冲压组合而成，从涡轮发动机和冲压发动机的布局上划分，TBCC推进系统大体上可分为串联式和并联式两大类。

串联式布局的TBCC方案，由涡扇发动机和冲压发动机组成，采用共轴前后放置的结构形式，两种发动机共用进气道、外涵道、冲压燃烧室、喷管。

串联方案的特点决定了此组合发动机的设计既要考虑两类发动机各自的设计特点，又要兼顾两类发动机的系统综合，特别是涡轮/冲压工作模式之间平稳过渡时串联方案可行与否的关键问题。

串联方案中，涡扇模式在宽广的工作范围内工作，为了保证发动机在条件最严酷的高空大马赫数下产生足够的推力，同时兼顾涡轮/冲压工作模式转换的稳定性，设计点选择在3马赫、20.9km时爬升状态。

冲压模式首先从20.9km高、3马赫爬升到28.3km、5马赫，并转入高超声速巡航。

因此冲压设计点为28.3km、5马赫爬升状态。

并联式布局的TBCC方案中，涡扇模式向冲压模式转换的条件为2.5—3.0马赫。

在2.5马赫以前，涡扇发动机单独工作；2.5马赫时涡扇
发动机开始转入节流状态，冲压发动机点燃；2.5—3马赫内，涡扇和冲压发动机共同工作；3马赫以后，涡扇发动机关闭，冲压发动机单独工作。

为了保证涡扇发动机和冲压发动机平稳地转换，转换过程中需要保证两种发动机提供的组合推力满足需求推力。

二、部分国家高超声速飞行器发展现状
2.1美国临近空间高超声速飞行器发展现状
美国是世界上高超声速技术研究最系统，项目/型号案例最丰富，理论、技术与基础最深厚的国家。

世界上仅有美国在持续不断并卓有成效的发展各类高超声速飞行器技术，其高超声速技术的研究成就代表了当今世界的发展水平。

美国各种技术及里的高超声速飞行器，经过不断的发展，目前大致演化为三大类：空间轨道机动飞行器、助推滑翔再入飞行器、吸气式高超声速飞行器。

X-15
（一）项目计划
在美国航空航天技术发展史上，以火箭为动力的X系列飞行器占据特殊的地位，而X-15飞行器是其中最成功的。

其完成了：（1）验证1954年以来的高超声速理论和风洞技术；（2）研究高气动压力下飞机结构；（3）研究高温条件下的飞机结构；（4）研究高空助推和再入相关的稳定性和控制问题；（5）研究失重高加速度条件下的生物医学现象。

（二）机体结构
X-15基本属于中单翼单座飞机，其包括机翼、水平尾翼、垂直尾翼。

其中尾翼上、下对称。

分别是采用新型、尖锐前缘的楔形上垂直尾翼和下垂直尾翼。

一个垂直尾翼的面积等于60%的机翼面积，位X-15提供航向安定性。

但是楔形尾翼有一个致命缺点就是高阻力，再加上尾部整流罩和火箭发动机喷嘴，整个祖力相当于F-104飞机的气动阻力。

机翼较薄，包含一个简单的襟翼，没有副翼。

X-15的另一独特之处是采用了新颖的起落架。

为了简化和减轻质量，X-15的主起落架为滑橇式起落架，前起落架仍然为常规的双轮起落架。

X-15飞机采用推力可调的XLR-99型火箭发动机。

当其在稠密大气层飞行时，采用常规气动操纵系统。

俯仰控制由水平尾翼承担，该水平尾翼没有升降舵，整个水平尾翼作为一个整体移动。

上垂直尾翼和下垂直尾翼通过整体运动实施偏航运动控制，并为X-15提供航向安定性。

当其在大气层外稀薄空气中飞行时，X-15将采用喷气操纵系统。

位于机头的过氧化氢为燃料的助推火箭，又称为空间控制火箭负责提供偏航和俯仰控制。

机翼负责滚动控制。

X-15是在传统气动力控制系统失效的空间边缘最早使用矢量推力控制完成偏航、俯仰和滚动的飞行器。

X-23
（一）项目计划
X-23项目PRIME是美国空军为了获得机动再入飞行器数据和烧蚀保护层技术而在1964年启动的一种技术演示样机。

由马丁·玛丽
埃塔公司承制。

最公司共研制了4架样机，完成了三次试验飞行，其目的是验证高超声速升力体再入飞行器外形、控制系统及烧蚀材料。

（二）机体结构
X-23A是一种滑翔飞行器，自身没有推进系统。

所有3次飞行的主运载器都是稍加改装的通用动力/康威尔公司SLV-3宇宙神洲际导弹。

气动布局：外形基本为V形，带一个平底、弯曲的顶部和一对流线型垂尾；后部下表面有两个液压作动的襟翼；为了进行空间机动，飞行器还配备了一个有6个排气口的氮气喷管系统。

X-30
X-30/NASP方案是一种吸气式氢燃料飞行器，已混合式超然冲压发动机组件为动力。

火箭用来将飞机加速到起飞速度，而超然冲压发动机则在巡航阶段提供动力。

X-30采用尖头狭身机体大后掠三角翼单垂尾布局，以减少高速飞行的阻力。

对于空天飞机的结构，研究了4种方案，其共同特点是机翼机身一体化。

基本方法采用机翼机身组合型，圆截面机身，发动机置于机身下，其优点是低速性能和效能较高。

混合性方案采用椭圆截面机身，发动机与机身下表面一体化，其优点是结构与防热质量小，但是低速控制性能和效能没有基本方案高。

锥形方案采用圆锥形机身，发动机牌成圆环状，装在机身外部，其优点是推力大，燃料容量大，但是飞行稳定性、控制能力和气动效率不如基本方案好。

组合型方案采用龟型机身，超声速燃烧冲压喷气发动机排列在机身下表面，此方案与基
本方案相当，但是结构与防热质量较大。

X-37B
X-37B的大小约为美国航天飞机的1/4，具有自动离轨能力，
X-37B OTV-1没有像航天飞机一样使用燃料电池，而是使用小型太阳能电池帆板，可在贵提供电力。

X-37B能够在轨长期驻留并具备有机动变轨能力，可随时飞到战场上空执行军事监视和战场侦察任务；可作为空间武器平台，随时攻击地面、空中和空间目标。

X-37B采用与航天飞机轨道器相似的带翼体设计方案，不同之处是X-37B具有一对倾斜尾翼（升降舵），而航天飞机轨道器采用的是一个垂直尾翼。

X-37B采用了与航天飞机相似的升力体设计，升阻比与航天飞机相似，采用与航天飞机相似的着陆方式，在其尾部携带的火箭发动机，用来满足在轨期间执行轨道机动和完成在轨任务返回前离轨机动的需要。

截至目前，X-37B共进行了2次发射，首次发射时间为2010年4月22日，在轨飞行224天，先后进行了4次轨道机动，2010年12月3日返回范登堡空军基地。

第二次发射时间为2011年3月5日。

X-43
作为美国国家宇航局重点实施的高超声速研究计划，Hyper-X计划备受美国军方关注。

该计划主要研究并演示可用于高超声速飞机与可重复使用的天地往返系统的超然冲压发动机技术与一体化设计技术。

根据计划任务不同，共有4个型号的试飞器，即X-43A、X-43B、X-43C和X-43D，每个型号分别演示验证不同的关键技术。

X-51
X-51A计划由DARPA与2003年联合发起，计划时间是从
2003-2010年。

计划的首要目标对美国空军HyTech计划的吸热型碳氢燃料超然冲压发动机进行飞行试验。

X-51A试飞器长7.62m，起飞质量1780kg，最大宽度584.2mm。

巡航飞行器长4.27m，质量671kg。

巡航速度6~7Ma，发射高度10700m，发射速度4.5Ma，动力系统为1台超然冲压发动机和一台固体火箭助推器。

X-51A试飞器由巡航飞行器、级间部分和助推器构成。

X-51A飞行器采用乘波体设计，方柱型机身、楔形头部和无收缩的尾部，尾端串联一个固体火箭助推器，助推器尾部有稳定翼。

助推器是洛克希德马丁公司陆军战术导弹系统的发动机改进型。

级间部分采用气流直通管的设计，这样能够使超然冲压发动机点火之前，通过气动加热对燃料进行预热。

巡航飞行器主要由头部、前部、中部和后部四段组成，头部近似楔形，在楔形下部可形成压缩來流的斜面，对來流进行初步的压缩。

机身中段下面装有一台超燃冲压发动机，它有一个铲形进气口，其整流罩向后一直延伸到发动机尾端，飞行器后段“X”形配置的4个尾翼。

HyFly
2002年2月，美国高级研究计划局和海军研究办公室联合发起HyFly计划，用于设计、实验和生产巡航速度6Ma、射程超过1110km、能布撒子弹药或其他战斗部的超高音速巡航导弹。

其外形酷似一枚大
型反舰导弹，钛合金弹体。

HyFly导弹采用双燃烧室冲压发动机，燃料为液态碳氢燃料。

不同于楔形前端的乘波体或升力体的外形，HyFly 为轴对称、锥头圆柱体
HTV-2
HTV-2以CA V-H为原型，采用带有尖锐前缘的“乘波体”。

保证了滑翔的距离同时也保证了足够的水平机动性和可控性。

同时可利用可旋转空气动力襟翼控制飞行中的滑翔。

HTV-2超音速飞机是美国军方研制的史上飞行速度最快的无人飞机。

该战机可携带5吨重的物资，以超过音速5倍的速度在2小时内可抵达世界任何地方。

猎鹰HTV-2号”是由美国空军和国防部下属的国防高级研究计划署共同研制的。

2011年8月11日上午，HTV-2飞机在美国加州范登堡空军基地成功发射升空，在独自飞行并返回地球时失去联系。

HTV-2采用了Typ Minotaur IV发动机技术，在加利福尼亚的范登堡空军基地升空试飞。

在与火箭分离后，HTV-2将以高超音速度在大气层飞行，最后降落在太平洋中部夸贾林环礁的里根实验场。

无人机将飞行8000公里，以检验飞机的绝热性和气体动力驾驶的稳定性。

2.2俄罗斯临近空间高超声速飞行器发展现状
冷计划
在俄罗斯高超声速技术飞行试验中，最早进行的就是冷计划，其目的主要是验证双模态超然冲压发动机技术，并获得相关技术数据。

冷高超声速试验飞行器由苏联高空、远程防空导弹系统SA-5改装而成。

导弹为两级并联系统，4台固体火箭助推器捆绑在单体四周。

针计划
针试飞器在所有高超声速试飞器中最具挑战性，设计新颖。

它是一种有翼高超声速试验飞行器，主要由：机体（包括机身、三角机翼、带舵垂直尾翼）、超燃冲压发动机（3台）、控制系统。

试验冲压发动机模型为二维三模态再生制冷式超燃冲压发动机，进气道与尾喷管位于机体下方。

针试飞器采用升力体构型，与暴风雪号航天飞机的外形相似，发动机与机体采用一体化结构。

针的底面具有特殊外形，形成激波，该下底面挤压空气并将气流导入发动机，起到了普通涡轮喷气发动机压缩机的功能。

KH-90
俄罗斯研制空地导弹武器的彩虹设计局一直把提高飞行速度作
为提高导弹武器的重要方向，在20世纪60年代，其设计的飞行器速度为1.0~1.5Ma，70年代就提高到了2.5~3.0Ma，80年代已经达到3.0~4.0Ma。

而在29世纪90年代初期，彩虹机械制造设计局研究新的KH-90高超声速巡航导弹在莫斯科国际航展上展出，其长度约为12m，使用碳氢燃料的超燃冲压发动机。

按照计划，KH-90导弹由图-160M飞机挂载发射。

导弹在7~20km
高度与载机分离，此后打开折叠的三角翼和垂直尾翼，启动超燃冲压发动机燃烧室内的固体火箭发动机，加速到超声速巡航发动机，以4~5Ma的速度巡航。

2.3欧洲临近空间高超声速飞行器发展现状
Skylon空天飞机计划
Skylon空天飞机与现有的飞行器相比算是庞然大物，它长大约83m，翼展25.4m，理论起飞质量约345t，而美国航天飞机全厂仅23.79m，满载质量约102t。

skylon最显著的特征之一就是使用了佩刀发动机。

该发动机可像传统的喷气发动机那样工作，将skylon加速到5.5Ma，高度26km；然后关闭进气道，转入高效的火箭发动机工作模式，将飞行器送入轨道。

同时，它采用半硬壳式机身结构，其主要成立结构采用碳纤维增强塑料复合结构制成的桁架结构。

Skylon 方案采用排气喷嘴，增大发动机功率。

新喷嘴包括一个中央塞，迫使废气在塞子和外壁间流动。

流出的气体最终从塞子中分离并在中间留有空隙，这就为飞到更高高度所需的气压适应性提供了一个缓冲。

三、总结与展望
3.1高超声速飞行器技术的研究总结
高超声速飞行器的研制及其关键技术的研究不同与其他一般飞行器的研制过程与研究方式、方法，尤其独特的特点与内在的客观要求，通过高超声速飞行器关键技术的分解以及主要关键技术研究内容的分析，以及对国外高超声速飞行器技术发展历程的梳理，对高超声
速飞行器技术与发展特点做出如下总结。

3.1.1 动力先行、总体牵引
高超声速飞行器的核心关键技术是超燃冲压发动机技术，高超声速飞行是基于对超燃冲压发动机应用的设想而提出来的；同时高超声速飞行器的推进系统又与飞行器的总体设计密切相关，因此各国在开展超燃冲压发动机研究的同时，无不也提出一个高超声速飞行器应用的总体方案，以牵引超燃冲压发动机的研究。

高超声速飞行器完全不同与其他一般类型的飞行器，机身与推进系统紧密相关，二者互为利用，同时也相互影响，因此高超声速飞行器的推进系统不能脱离飞行器总体特别是飞行器机身气动外形的设计而独立进行，必须开展飞行器机身与推进系统的一体化设计。

高超声速飞行器涉及空气动力学、结构力学、气动弹性力学、飞行控制等多个学科，学科之间的耦合关系极其密切，在多学科的耦合下，必须开展多学科的集成设计与优化。

尽管超燃冲压发动机已经有了五十年的发展历史，但其复杂的工作机理仍有很多难以解释的问题，因此不能盲目的认为基于已有的研究基础和认识就可以实现高超声速飞行器，仍需要注重基础研究，从源头上解决问题，提出创新的解决办法。

在各国的研究中，高超声速飞行器的气动外形呈现多样化的特点，充分体现了各国科学家和工程师的对未来飞行器的大胆设想，因此应当放开思路，更多的提出和探索新的飞行器方案。

3.2、高超声速飞行器技术的发展趋势。