国外高超音速飞行器现状及有关工艺技术研究

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综述
2007 年 12 月第 6 期
2 高超音速导弹与再入飞行器[4～5]
2.2 FALCON 项目 2003 年 6 月美国国防部高级研究计划署/美国空
军联合公布 FALCON 项目（从美国大陆攻击和发射)， 开发和验证快速响应发射和洲际高超音速飞行技术， 包括小型运载火箭(SLV)和高超音速武器系统(HWS) 两个部分。SLV 用来低成本发射近地或太阳同步轨道 小卫星，也可用来发射 HWS 验证项目。HWS 包括通 用航天飞行器（CAV）和高超音速巡航飞行器（HCV） 两种。HCV 代表的是长期性预想，用于快速全球到 达（2 小时内），可重复使用。HCV 可以携带 CAV 或 其他有效载荷进行全球打击。FALCON 项目的 HCV 初步目标是验证未来 HCV 所需的关键技术。HWS 的 CAV 是无动力高超音速滑翔飞行器。该项目是用来验 证近期飞行器项目能够飞行 5560km，携带 450kg 有 效载荷；增强型 CAV 具有更好的机动能力和三倍于 标准 CAV 的打击距离。
高超音速X-43A飞行器制造过程解决了一系列制 造难题[6]：
a. 大型钨合金粉末冶金烧结工艺； b. 高温镍基合金水平和垂直尾翼加工和焊接，经 过多次试验，进行了大量焊接试验并最终确定了焊接 方法，解决了蒙皮焊接波浪变形问题； c. 碳―碳防热前缘曲率半径最初设计为0.03英 寸，后来放松为0.05英寸，最后得到性能令人满意的 薄厚度防热前缘； d. 为保证飞行器机身大面积防热瓦几何外形，防 热瓦安装在飞行器之后，整个机身在大型数控机床上 以最少修正加工，然后在室温下涂防热层，显著简化 了防热系统的制造复杂性； e. X-43A飞行器本身空间尺寸小，为解决大量子 系统的装配、操作等一系列问题，使用了高空间密度 的转接件。飞行器表面防热瓦可分解，飞行前各种测 试完成后再封装，陶瓷防热瓦装配后再堵上陶瓷塞并 进行表面打磨修整。
b 加密信号 m(t)
图 5 信息信号波形图
c 恢复信号 s´(t)
从图 5 a 和 5c，我们可以清楚地看到在接收端解 密得到的信号 s´(t)，在 t＞0.96ms 后 ，很好地再现了 输入信息信号 s(t)，其误差在可以容忍的范围内。图 5b 所示加密信号 m 很好地掩盖了原信息信号。在公 式（2）中，常数 A 的作用是降低信息信号的幅值， 使之与混沌信号相适应。但对 A 的选择以合适为好， 若信息信号 s(t)的幅值降得过小，会使恢复信号 s´(t) 产生较大误差，甚至解密失效。若降得不够则会降低 加密信号的加密效果。
至 2012 年的飞行马赫数
氢燃料料超超音燃速冲冲压压发喷动气
马
机马发赫动数机为8-81～5 马15赫数
赫
碳氢碳氢燃燃料料超超燃音冲速压冲发压
空天飞行器
数
动喷机气马发赫动数机为4-74～马7赫数
冲压冲式压喷发气动发机动马机赫3-数4 马为赫3～数4 高速涡涡喷轮发发动动机机马2赫-4数马为赫数2～4
综述
航天制造技术
X-43A飞行器长3.8m、宽1.5 m、高0.66 m，见图 5。其主体结构件为钢梁、钢和铝合金蒙皮、隔板。 后隔板基于防热要求用钛制成，前部是整体楔形钨合 金。碳―碳防热前缘包附在钨前表面；飞行器上下部 表面采用氧化铝增强热障陶瓷热防护。防热瓦在飞行 器机身安装后再加工其外表面，表面含纤维韧性涂 层，在整体加工完成后再涂覆，不用烘焙。碳―碳前 缘由于前缘的曲率半径非常小，表面涂敷SiC涂层制 造难度大，马赫数为7和10时，分别使用不同的前缘。 水平和垂直尾翼为镍基合金结构，先进行机械加工， 再将蒙皮焊接在其肋条上形成轻质焊接结构，然后在 前缘进行热防护。发动机材料为Cu/Al2O3铜合金，前 缘用水冷却。美国SCM公司80年代初开始开发该系列 复合材料，现已进入实用化阶段。我国直到90年代才 在大学进行这种材料的研究，现仍处于初步试验阶 段。
关键词 高超音速 飞行器 材料工艺 热防护
1 引言
通常把5倍于音速的速度称为高超音速。高超音 速技术的研究对未来航天运输系统、导弹武器技术产 生重要影响，已成为美国、法国、德国、日本等进行 大量投资开发研究的重点。美国40多年来投资致力于 高超音速巡航导弹、飞行器关键技术探索，制定了近、 中、远不同时期的技术发展目标和计划，见图1、2。 目前，美国在超燃冲压发动机方面取得较大进展，在 高温材料结构工艺等关键技术方面积累了很多经验。 日本对高超音速飞行器研究给予高度重视，从1997年 开始围绕高超音速技术和未来空天运输系统两方面 长期目标进行技术开发，正在开展马赫数为6的超燃 冲压发动机的研制和试验。法国也积极进行下一代冲 压发动机技术，在MARS项目中进行马赫数5以上的空 射战略导弹研究，而且和俄罗斯共同开发了大型双燃 （碳氢、氢）双模冲压发动机，用于可重复使用运载 器及空间应用，飞行马赫数为3～12。德国地空快速 导弹HFK验证项目研究的马赫数可达5.5。高超音速飞 行器技术开发与研究对未来导弹武器和航天运载技 术将产生重要影响。高超音速导弹武器最本质的特点 是飞行速度快，产生导弹突防能力强以及杀伤威力大 两个显著特点。如高超音速导弹技术，到2010年将能 够研发成飞行距离为1500km的高超音速巡航导弹；高 超音速飞行器的另外一种重要应用是可重复使用运
美国海军HyStrike高超音速导弹的射程为1100～ 1300km，可从空中、地面、水下发射，打击地面至地 下12m的地面目标，飞行马赫数为3.5～7，见图4。气 动摩擦热是重点研究问题：如马赫数4，处于低大气 层飞行末端，导弹表面温度达到650℃，在新型钛合 金、镍基高温合金材料工作范围内；马赫数6，表面 温度将超过1000℃。因此，蒙皮材料、内部温度控制 是其研发中较大的制造技术难题。
万向接头
燃料
战斗部
直径 533mm，长 6502mm, 1430kg，陆基发射 直径 533mm，长 4267mm,898kg，空基发射
燃烧室 助推器
图 4 Hystrike 超音速导弹
3 高超音速飞行器试验机 X-43A 的制造技术
X-43A飞行试验是Hyper-x研究开发项目的顶点， 用来验证未来高超音速飞行器所需的设计、制造方法 等。X-43A于2004年11月16日进行试飞并取得成功， 飞行马赫数为10，加速时间10s，是目前最快飞机速 度的3倍。发动机采用与飞行器结构集成的超音速燃 烧冲压喷气发动机，燃料为气态氢。
阶段 III-2020 一次性系统： z 12 马赫数以上可重
复使用拦截系统：
z z
射程 1853 有效载荷 质量
公里 z 有效载荷 30%总质 z 2 小时以内地球任何
15%总
量 可重复使用系统：
地方
可重复使用系统： z 9265 公里，小于 2
z 5-7 飞行马赫数 小时
近期
中期
远期
图 1 NAI 高超音速发展计划
钛合金上表面壳体 体内气体增压氧化剂储箱
飞行斜度及滚动 控制 有效载荷舱盖
发动机
碳顶端 碳包覆前缘及 减速着陆底部
体内气体增压燃 料储箱
反作用力控制 偏航飞行控制
行器。目前已成功进行模拟高度23km、马赫数为6的 全比例超燃冲压发动机试车、无动力下制导及控制试 验、空射固体助推性能试验等, 验证了马赫数为4、5、 6.5时的发动机性能，进行了飞行转换状态的地面试 验。其技术挑战包括超燃冲压推进系统、超高速飞行 制导及控制、气动及推进系统结构轻质、高温材料。 2.3 美国海军HyStrike高超音速导弹
高超音速代表下一代先进飞行器的发展方向，结 构材料要求密度低、高温强度高，且在该条件下经受 氧、氢、氮环境，材料的选择是主要问题之一。经研 究表明，钛合金金属间化合物可满足该目标，但使用 时存在很多问题。高超音速飞行时蒙皮大部分温度将 达到 1000℃。钛合金金属间化合物在 650℃以下抗氧 化能力很好，高于该温度时由于高温氧化性能显著下 降。而高温下吸入氧将导致金属氧脆。在钛合金表面 进行蒸镀处理、表面氧化处理可使钛合金表面在高超 音速飞行器飞行条件下高温抗氧脆[8]。 4.3 高超音速飞行器高温防热材料的连接和密封
西方将高超音速技术作为先进飞行器、导弹的重 大发展方向，基于长期的发展战略，开展多项目与方 案的技术验证探索，持续进行长期性基础材料、制造 工艺技术开发。有关技术成果将首先在高超音速导弹 方面获得应用。高超音速条件下的外表结构和推进系
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控制技术
2007 年 12 月第 6 期
a 输入信号 s(t)
属材料。多孔陶瓷泡沫层的微孔为 50μm，密度为 0.256 g/cm3，由硅树脂粘接，室温固化在金属外壁上。多孔 陶瓷泡沫层外表面附上保护陶瓷泡沫半渗透层。该方 法结合了薄膜冷却和发汗冷却的优点，低热传导率的 陶瓷绝热层使外部热流传导最小化，金属结构被介质 冷却处于较低的温度。 4.2 钛合金防氧脆保护
综述
Fra Baidu bibliotek
航天制造技术
综述
国外高超音速飞行器现状及有关工艺技术研究
首都航天机械公司 李曙光
摘要 可重复使用航天发射器和高超音速飞行器技术的开发是美国等西方国家新一 代导弹武器、新型航天运载器研究开发的重点。介绍了美国高超音速导弹与再入飞行器 的开发情况，叙述了高超音速飞行器试验机 X-43A 的制造过程，分析了高超音速飞行器 热结构工艺。
高超音速飞行器或可重复使用航天运载器在飞 行中结构件迎风面由于摩擦阻力作用，表面需承受高 温。由于飞行器表面形状复杂，不可能做成整体，导 致防热材料的可靠连接和密封方面存在难度。高温静 态密封是为了防止高超音速热流将防热结构之间的 间隙处烧坏。轻质防热结构材料和金属紧固件的高温 热膨胀系数不同，传统紧固经过高温及冷却循环后会 产生松动，所以需要研制特殊的紧固结构和紧固件。 如 NASA 朗利研究中心提出了一种无热应力机械紧 固连接结构垫片，垫片和螺栓材料为 PM-1000 高温合 金，采用带单锥、双锥结构。常温-1000℃热循环试 验证明其预紧力没有变化，连接可靠。高温静态密封 须具有弹性以补偿高温膨胀。一种氧化铝陶瓷织物填 充 NEXTEL 陶瓷衬套，另一种为 NEXTEL 编织陶瓷 衬套，芯部为氧化锆，安装时有 10%的压缩量，密封 件可制做成需要的长度，经过多次热循环、风洞试验 表明，具有良好的高超音速下的密封性能。
载器[1～3]。 高超音速导弹飞行器除一体化设计、推进系统、
热管理等技术外，高温下结构设计、热防护材料和制 造工艺技术等存在一系列需要突破的组合关键技术。
阶段 I-2010 一次性系统： z 4-6 马赫数以上巡
航
阶段 II-2015 一次性系统： z 6-8 马赫数以上巡航 z 射程 3706 公里
快速打击飞行器
导弹
图 图2
超超高高音音速速组组件件技技术术 开发发和和地地面面验验证证
超超高高音音速速系系统统技技术术 开开发发和和飞飞行行验验证证
飞飞行历行史历和快史速飞和行高技术速发展飞行技术发展
收稿日期：2007-10-18 作者简介：李曙光（1965-），研究员，机械制造专业；研究方向：机械制造工程。
CAV 开发是 FALCON 项目的关键之一。CAV 概 念建立在 40 多年来再入飞行器方面的大量试验项目 技术基础上，如 60 年代进行的国家洲际高超音速机 动再入研究，70～80 年代波音公司进行的多种再入精 确制导和机动再入飞行器（MaRV）、先进机动再入飞 行（AMaRV）、高性能机动再入飞行器（HpMaRV）， 80 年代波音、洛克维尔、马丁·马里塔、通用电器等 公司的未来跨大气层飞行器（TAV）打击地面目标等 再入设计和武器化。美国空军装备部 CAV 飞行器概 念，见图 3。钛合金、碳―碳材料是其初选结构防热 材料，材料的选用和飞行器表面温度场相关。
4 高超音速飞行器热结构工艺
5 结束语
4.1 高热流绝热冷却复合技术 一种高热流绝热冷却复合技术的表面温控装置
包括一个内外金属壁与充压介质冷却结构，多孔陶瓷 泡沫层附在金属外壁上，少量冷却介质孔通向多孔低 热传导率陶瓷泡沫层，冷却介质在金属外表面上形成 冷却膜[7]。金属外壁为钛合金等，也可选择低成本金
前端钨合金 陶瓷防热瓦
碳-碳前缘
图3 美国空军装备部CAV飞行器概念
Haynses 合金
2.2 波音公司的HyFly高超音速导弹 HyFly 高 超 音 速 飞 行 验 证 项 目 为 研 制 1110km 范
围、最大巡航速度的马赫数为6、带模拟战斗部的飞
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图 5 X-43A 高超音速飞行器外形和防热结构