高超声速范文

高超声速范文第1篇

国外高超声速飞行器种类及特点

高超声速飞行器从广义上讲，包括目前已出现的高超声速无人机、高超声速导弹、空天飞机，及未来可能出现的高超声速轰炸机等新型武器。类似X-51验证机的飞行器，可视为高超声速巡航飞行器。

高超声速飞行器种类繁多，为了简化，按动力种类，可将高超声速飞行器分为无动力滑翔飞行器、吸气式动力巡航飞行器和火箭动力弹道飞行器三类。火箭动力技术相对成熟，吸气式动力技术和弹道滑翔式技术成熟度尚低，是各国发展的重点。

采用火箭动力的主要是弹道导弹，按发射方式分为地面发射和空中发射。地面发射具备很强的突防能力，但存在一定弱点，发射时红外特征持续时间较长，容易被预警卫星发现。

采用吸气式冲压动力的主要是新型高超声速巡航飞行器，能以大于 5的速度巡航，远大于目前世界上现役飞行器的巡航速度，能极大地缩短目标的反应时间。对于发现的瞬时可疑目标、高价值目标，能做到在其完成部署与做好攻击准备前先敌摧毁。高超声速飞行器能威胁地面的固定设施及移动中的目标。

弹道滑翔式的通用航空飞行器，一般采用地面垂直发射方式获得初始动能，然后以弹道加末端滑翔方式飞行并实施打击。

高超声速飞行器优势

速度优势

高超声速巡航飞行器在未来实战中的应用，很可能改变现代战争的模式。包括弹道导弹和空天飞行器在内的飞行器，未来具备远程战略与战术打击能力后，能使部队在缺少前方存在的情况下，1～2小时内完成对敌目标的遏制与摧毁，将成为可替代核武器完成进攻与防御的重要一环。

美军多次进行的X-51飞行器试验，基本上以轰炸机为发射载体。从战术角度考虑，轰炸机作为发射平台具备了长滞空时间的能力，在敌方攻击范围外长时间巡航待机，其优势在于能为高超声速飞行器的快速打击创造有利条件。

高度优势

夺取制空权、保持空中优势一直是空战的首要目标，高度优势可看作是主导空战的重要因素。高超声速飞行器在飞行高度上突破了现有战斗机的飞行范围，飞行高度在30千米以上，适合在大气层边缘的近地空间作高超声速巡航。飞行器投放的炸弹或导弹具有极大的动能，体积很小的炸弹都能造成巨大的杀伤力，对地面及海上目标的威胁很大。

突防能力优势

随着反隐身技术的不断提高，战斗机突防时的战场生存力会逐渐削弱，高空与超高速的结合能有效避免隐身手段的不足，有效缩短敌方的发现距离，使其不能迅速做出拦截部署。

高超声速巡航飞行器能有效进行高空高速突防和退出，对敌方直接打击或作为远距离发射平台，大大提高了作战效能。同时，能在敌方的防区外发射或从远离目标的空域发射，迅速击中目标。远程高超声速飞行器能有效提高战场生存能力，使敌方的防空系统难以拦截，并能对重要目标进行快速而迅猛的打击。如高超声速巡航飞行器以马赫数5以上的速度在30千米以上突防，这就要求敌方的拦截防御武器至少具备马赫数7以上的飞行能力，现有的防空系统无法做到有效拦截。

另外，由于高超声速巡航飞行器在巡航段的飞行时间长，机动动作少，被雷达探测并锁定的几率相对较大，若采用一些辅助措施（飞行性能与隐身特性一体化设计、红外隐身、雷达隐身、有源电子干扰或在必要时投放干扰诱饵）用于突防，可大幅提高高超声速飞行器的战场生存能力。

全球/远程打击飞行模式

近年来，美军提出了2小时内打遍全球的作战要求，包括战术打击和战略打击。战略打击任务，是指以最快的速度，在全球范围内对敌方的本土战略目标实施打击。因此对高超声速战略打击模式、全球/远程打击飞行模式和相关的飞行器技术的突破提出了迫切需求，并引领世界各国竞相开展相关研究。

从飞行方式上看，采用高超声速飞行器进行全球/远程打击的飞行方式，有水平起飞超声速巡航飞行、水平起飞高超声速巡航飞行、水平起降机载发射高超声速弹道飞行、垂直发射弹道飞行、垂直发射周期性跳跃巡航飞行、垂直发射弹道巡航飞行等多种。

全球/远程打击四类飞行模式的具体定义见表1。分析发现，要实施全球范围的飞行和到达，通常应采用两种以上的高超声速飞行器组合完成。

典型全球/远程打击飞行模式特点分析

火箭动力垂直发射高超声速弹道飞行模式特点

弹道导弹、周期性跳跃弹道式飞行器，发射受限于公路、铁路或固定的发射井架，其机动性不强。在现代卫星等先进侦查手段下，发射前易受到敌方攻击。发射时产生的巨大的、持续较长时间的红外特征信号容易被预警卫星发现，直至发动机关机，预警系统根据目标信号特征能判断出目标类型和弹道轨迹，进而采取措施实施初、中段拦截。海基潜射战略导弹发射场所虽有良好的机动性和隐蔽性，但其导弹发射后，初速较低，易遭到敌方的初段和中段拦截摧毁。然而，一旦突破了初段拦截和中段拦截，末段被拦截的概率很小，即使末段被拦截，所有碎片将落入目标国家，同样可起到战略威慑作用。因此，该模式仍为一种有效的战略打击模式。

火箭动力垂直发射高超声速巡航飞行模式特点

火箭动力垂直发射高超声速巡航飞行模式主要有以下特点：

（1） 对火箭动力垂直发射助推器的依赖较强。由于超燃冲压发动机不具备低速启动能力，因此高超声速巡航飞行器的起飞与加速阶段都要依赖火箭助推器，存在垂直发射时在初段和中段被拦截的可能。

（2） 对其他任务领域的要求苛刻。实现远程快速精确打击，给其他任务（情报侦察、信息搜集、卫星通信、战场态势感知及指挥与控制等）领域带来了新的挑战。在实施快速打击前必须准确锁定攻击目标，否则准备时间过长，快速打击将失去意义。同时，安全可靠的导航、飞行轨迹持续变化的控制、敌防空导弹的拦截预警等都是重要因素。

（3） 飞行器自毁概率高。从目前水平看，实现高超声速下持续巡航飞行状态下对飞行器的控制依然困难。在马赫数5左右的超高速度下，飞行器周围会产生等离子鞘，显著影响通信导航与精确控制，一旦不受控，飞行器极有可能大幅偏离预定航线，甚至坠毁。

（4） 对手防御手段较多。由于其突出的特点为快速打击，因此在攻击末端留给自身的反应时间也缩短，应急状况下飞行轨迹的快速重构难度较大，精确打击能力较难保证。同时，根据飞行器的特点，对手利用高功率电磁干扰手段进行对抗，可有效干扰飞行器的飞行控制，使其偏离预定目标。如，RQ-170曾被伊朗采用GPS欺骗手段俘获。

（5） 远程巡航比弹道模式飞行时间长，大于2000千米远程飞行高超声速巡航比弹道飞行时间长1倍以上。如进行2000千米的快速打击，弹道导弹只需10分钟，但利用如X-51一类的高超声速巡航飞行器以马赫数5的速度巡航，续航距离2000千米将耗时20分钟，不能满足快速打击的要求；在执行10000千米全球飞行任务时，弹道飞行模式只需30分钟，而以马赫数5巡航飞行则需2小时以上，即使以马赫数8巡航飞行也需1小时以上。

可见，这种模式不太适合发展为有效地远程战略打击模式，但可发展为中近程战术打击模式。

TBCC水平起降机载发射高超声速弹道飞行模式特点

TBCC水平起降机载发射高超声速弹道飞行模式，最典型的表现形式是机载发射弹道导弹，可在自己的领空范围内巡逻发射，发射空域大，机动速度快。此外，空基导弹具有良好的机动性和隐蔽性，且生存能力和突防能力显著提高。另一方面，机载导弹的发射准备工作，可在地面隐蔽进行，导弹的空中准备时间可在载机飞至发射点之前完成，实现零准备时间发射；同时，由于可使用多架载机，每架载机都可多次发射，因此空基导弹可实现对目标饱和攻击和多波次攻击。

TBCC水平起降机载发射高超声速弹道飞行模式有以下优点：①可进行短时间重大作战任务；②能进行快速响应作战及火力投送；③性能和机动性大幅度提升；④全方位发射；⑤前方基地任选（能在任何地点部署）；⑥具备可召回的能力；⑦系统研制成本低、风险低，进度快。

美军的F-15GSE（全球打击鹰）是一种机载发射弹道导弹方案。该方案是利用现有的F-15飞机，采用发动机射流预冷性能增强技术，大幅提高推力。由于F-15起飞时机腹中部挂架对任务载荷/运载器长度的限制，方案中采用背部安装运载器和任务载荷，而非常规的机腹安装方式。F-15机背强度大，尾翼翼展宽、升力大，允许运载器具备更大重量和直径，从而提供更大的载荷运送能力。本页上图为F-15GSE上的一次性载荷的构型布局。

采用机载发射弹道导弹方案，机载导弹14吨，可发射545千克的全球打击任务载荷到18520千米距离。因此该种模式可能发展为有效战略打击模式。

TBCC水平起降机载发射高超声速巡航飞行模式特点

高超声速巡航飞行器反应快速、使用灵活、可实施快速精确打击等特点，在中短程（

涡轮基组合动力水平起降机载发射高超声速弹道飞行模式，具有行动隐蔽、突防效能高、适应性强等优点，可发展为新型战略打击模式，在未来能量中心战（以能量为中心的体系作战）中将发挥重要作用。

高超声速范文第2篇

关键词：高超声速飞行器 六自由度 纵向模态特性

中图分类号：V475 文献标识码：A 文章编号：1674-098X（2014）08（b）-0059-02

高超声速飞行器一般是指飞行速度超过5倍音速的飞机、导弹、炮弹之类的有翼或无翼飞行器。我国对高超声速技术的研究还处在起步阶段，正积极研究高超声速飞行器关键技术中的核心问题。

该文主要针对高超声速飞行器的气动特性，进行六自由度仿真模型建立及纵向模态特性分析的初步研究工作。

1 高超声速飞行器六自由度建模

Winged-cone是NASP高超声速飞行器研究的一个标准模型。图1为该高超声速飞行器的示例图[2]。飞机控制由左右升降副翼，，方向舵和鸭翼组成。高超声速飞行器的重心和转动惯量随飞行状态的变化而变，假设其重心只在X轴上变化[3]。

1.1 高超声速飞行器建模

通常综合考虑运动学、动力学、空气动力学、发动机及大气环境等数学模型，建立高超声速飞行器模型。在模型建立之前应进行相应的简化假设：高超声速飞行器为刚体，质量为常数；忽略地球自转，假设地面坐标系为惯性坐标系；忽略地球曲率，假设地球为平面；机体坐标系X轴和Y轴位于高超声速飞行器对称面，且飞机几何外形及质量分布对称；忽略来流压缩性；忽略发动机喷流对机体来流的相互干扰；合外力综合作用于重心[4]。

1.2 高超声速飞行器运动方程

1.3 空气动力学模型

1.4 高超音速飞行器发动机模型

发动机采用文献[6]提供的模型，其推力表达式为：

式中，为空气质量流量；为燃料质量流量；为燃气排气速度；为真空速；为喷管出口截面积；为喷气出口截面静压力；为大气压力。假设发动机喷管出口处燃气完全膨胀，即=，则发动机推力表达式可改为：

1.4.1 大气环境模型

2 高超声速飞行器纵向运动模型的建立及仿真分析

高超声速飞行器模型具有强耦合和强非线性，须对其全状态非线性运动方程进行解耦。在定常平飞状态下，高超声速飞行器的运动可以对纵向运动和横航向运动进行解耦。在气流坐标轴系下，飞行器的飞行速度V、航迹角，俯仰角速度q，迎角和飞行高度h为纵向运动的状态变量。由于定常平飞状态下，高超声速飞行器的滚转角、侧滑角、滚转角速度p以及偏航角速度r都为0，所以其运动方程可简化可简化为：

3 结语

本文基于NASPWinged-cone高超声速飞行器模型，对其六自由度的建模方法进行了研究，通过对其纵向模态特性的初步分析，了解了高超声速飞行器的纵向动态特性，该建模方法可作为初步研究高超声速飞行器操稳特性的基础。

参考文献

[1] 张丽静，刘东升，于存贵，等.高超声速飞行器[J].航空兵器，2010（2）：13-16.

[2] Keshmiri S，Mirmirani M D，Six-DOF modeling and simulation of a generic hypersonic vehicle for conceptual design studies[C]//In：AIAA Modeling and Simulation Technologies Conference and Exhibit.Norfolk，Virginia，AIAA 2004.

[3] Shaughnessy J D，Pinckney S Z，McMinn J D，Hypersonic vehicle simulation model winged-cone configuration[R].NASA TM2102610，1991.

[4] 杨新，王小虎，申功璋，等.飞机六自由度模型及仿真研究[J].系统仿真学报，2000，12（3）：210-213.

[5] Miele，A.，Flight Mechanics， Theory of Flight Paths[M].Addison-Wesley：-Reading， MA，1962.

高超声速范文第3篇

高超声速武器有很多种，弹道导弹的再入弹头就属高超声速武器，只是它不带动力而已。至于带动力的，则有空天飞机、高超声速巡航导弹等。早在上世界80年代中期，我国就提出了发展空天飞机的869计划。与当时航天载人计划模仿美、苏等国家的发展思路不同，中国的空天飞机计划是从零开始，直接迈进美、苏等国也刚刚开始发展的空天飞机计划。可以说，当时世界各国在空天飞机的研制方面都是处于空白地位，没有任何技术借鉴。当时中国提出的空天飞机关键技术包括两个方面：一是发展高超声速冲压式发动机；二是解决耐热材料的问题。后来，由于空天飞机的研制难度大、费用高、需要时间长等问题而使得中国空天飞机的869计划下马。（关于中国空天飞机869计划内幕的相关情况，我刊曾在2011年第6期有详细报道。）

后期跟进――“神龙”空天飞飞机

869计划虽然下马，但之后中国在发展高超声速飞行器的探索方面一直都没停止。这就是目前广为人知的“神龙”空天飞机。关于中国“神龙”空天飞机的最早报道，是在2007年12月中旬。当时，一种神秘飞行器的图片被上传到国内几家军事网站：一架未经证实的中国空天飞机模型，由中国空军的轰6轰炸机挂载起飞，先由轰炸机驮至高空，然后从飞机上分离执行任务。引人关注的是，该神秘飞行器的表面涂有五星红旗标志和“神龙”字样，这意味着它可能是一个与“神舟”载人飞船、“神成”高性能计算机、“神光”高能激光等处下同一个级别的部级科学工程。由轰6轰炸机发射并完成亚轨道飞行的无人空天飞机可能就是飞行试验的继续。2011年1月8日，国内某电视台新闻播映了“我国跨大气层飞行器试飞成功”的画面，专家推测说，这种“跨大气层飞行器”指的应该就是“神龙”空天飞机。从外形来看，“神龙”空天飞机体积似乎小于美国的X-37B空天飞机，估计机身高约1米，长5～6米，它可能是X-37B空天飞机体积的1/3左右。国外媒体一致认为，“神龙”空天飞机至少是一个技术发展/验证计划。巧合的是，中国“神龙”空天飞机试飞时间与美国的X-37B空天飞机试飞均在2005年。不过美国的空天飞机经过多次试飞问题颇多，面临下马的危险。中国国则独辟蹊径，取得重大突破。（对于“神龙”空天飞机，我刊曾在2011年第6期有相关报道。）

水到渠成――高超声速巡航导弹

正是由于有了前期的空天飞机技术尝试和技术积累，再加上弹道导弹再入技术的发展，才有了后来的中国高超声速导弹武器系统的研制计划。

据“俄罗斯之声”报道，早在1997年5月，海军就提出了要发展马赫数为8的高超声速巡航导弹，同年9月又提出了高速打击导弹计划，旨在研制一种平均速度为6马赫、最大速度可达8马赫、射程达960千米的导弹系统。这种“超级导弹”能为海军提供快速打击较远距离目标的能力，以比现用系统更低的费用完成同样的任务。此外，空军也有自己的高超声速技术计划，旨在探索研制速度达8马赫的高超声速巡航导弹的可能性，预期的射程在1200千米以上。两种演示弹的弹体和推进系统不同：一种为长扁平形弹体，采用超燃冲压发动机；另一种为圆柱形弹体，采用双燃烧室冲压/超燃冲压发动机。两种演示弹都利用固体火箭助推器把导弹加速到冲压发动机工作所需的速度。

从外媒披露的今年1月9日的发射试验来看，中国的高超声速导弹武器采用的是火箭发射，飞出大气层，而后依靠再入大气层来达到10马赫的速度，在大气层内是滑翔飞行。很显然中国的这次试验尚未采用冲压发动机，只是进行前期的气动试验，但今后肯定会进行动力试验。

试验设施――JF12高超声速激波风洞

2012年9月3日，以《科技日报》为主的国内众多媒体报道了位于北京钱学森工程科学实验基地的JF12高超声速激波风洞。这个高超声速激波风洞就是中国为研制高超声速武器系统做准备。

和飞机的研制过程相似，高超声速飞行器的研发离不开风洞。据介绍，JF12风洞项目于2008年1月启动，是财政部和中科院共同支持的8个重大科研装备研制项目之一。JF12激波风洞从概念、设计、加工、安装、调试、性能试验到现场测试，历时4年研制而成。喷管直径可达2.5米，实验舱直径3.5米，应用了爆轰驱动技术。JF12风洞里的风速最高可达9马赫，温度可达3000摄氏度左右，其整体性能处于国际领先水平。JF12高超声速激波风洞具有高超声速飞行器试验的地面复现能力，为我国重大工程项目的关键技术突破和高温气体动力学基础研究提供了不可替代的试验手段。

结语

高超声速范文第4篇

很遗憾，人类诸多天性中除了追求速度外，还有另外一个永恒主题――战争。纯粹依靠宇宙引力加速的“旅行者”1号不是件杀人利器，它带着人类美好向往的一面向太阳系边缘飞驰，既无法减速，也不能规避随时袭来的太空尘埃――它只是一颗无法控制的超高速子弹。

战争必须是可控的！武器必须击中锁定的目标，当然――越快越好。

到目前为止，战争中的交火和死伤记录仍然只存在于地球大气层内，它的速度极限是多少？ M1A2“艾布拉姆斯”主战坦克的120毫米滑膛炮初速能达到1 700米/秒，约合5倍声速，但这种速度仍然不可控。埃及空军的苏制米格-25在1971年第四次中东战争中，曾以3.2马赫甩开了试图拦截的以军战机，当时另外一款能飞到这一速度的飞机是美国的SR-71。

3马赫，这就是人类截止目前在战争中的最高可控速度。

速度对战争的意义显而易见，比对手更快意味着拥有战争主动权，意味着可以打击时间敏感目标，意味着更高的突防概率，意味着不给对手反击机会……或者说――意味着战争的胜利。因此，战争中的速度竞赛只会永远持续下去。速度的基础是技术，在21世纪的今天，人类已经有了更先进的速度科技，未来战争机器的目标不是4马赫、5马赫，6至30马赫的可控速度将不再科幻；它们还拥有8 000千米以上的打击范围――战争将因此彻底改变。

人类把这样的武器定义为――高超声速飞行器。

厘清高超声速飞行器

高超声速飞行器被视为下一代飞行技术，根据美国俄亥俄州空军研究实验室高速系统分部的负责人罗伯特・梅谢尔介绍：“我们取得对高超声速飞行技术的掌握，就如同从螺旋桨式飞行时代过渡到喷气时代，自莱特兄弟以来，我们一直在研究如何使飞行变得更好、更快。目前，高超声速飞行技术就是航空界潜在的前沿领域之一，我相信我们即将进入这个舞台。”

从上世纪90年代末美国为应对全球反恐威胁而启动“1小时打遍全球”计划以来，围绕如何进一步提高武器系统的精确打击速度，美俄中等航空航天大国陆续研发并试验了多种型号的革命性武器系统。归纳起来，主要包括常规洲际弹道导弹、亚轨道滑翔飞行器、高超声速飞机/巡航导弹，以及空天飞机四大类。其中速度最快的当属空天飞机，其太空中的在轨运行速度最快可以达到20至30马赫；相对最慢的是高超声速飞机/巡航导弹，由于该类飞行器的飞行空域仍在传统大气层范围内（20 000至35 000米），因此最大飞行速度多在6马赫左右。

洲际弹道导弹是一种诞生于60多年前的传统全球打击武器，其攻击模式不具有革命性，且使用上仍面临一些难以解决的问题。因此，亚轨道滑翔飞行器、高超声速飞机/巡航导弹，以及空天飞机才是未来更有希望改变游戏规则的高超声速飞行器。

在飞行轨迹上，亚轨道滑翔飞行器堪称最具革命性的高超声速平台。顾名思义，亚轨道滑翔飞行器的主要工作空域位于35到300千米高的亚轨道空间，其工作方式是先用火箭（或弹道导弹）将飞行器带至亚轨道，随后飞行器与火箭脱离，并在高空做无动力滑翔。当飞行高度逐渐降低到亚轨道与大气层边界时，发动机点火，推动飞行器爬升，此时发动机关闭，飞行器再次进入无动力滑翔，如此反复循环，其飞行轨迹类似于“打水漂”游戏。由于亚轨道空间的空气阻力极小，且发动机只需要间歇性工作，因此亚轨道滑翔飞行器可以轻松达到高超声速和1万千米以上的航程。

以美国做过飞行试验的HTV-2“猎鹰”为例，其最高速度高达近20马赫，亚轨道滑翔时的波峰高度为60 000米，波谷高度为35 000米。“猎鹰”两分多钟进行一次“跳跃”，每次跳跃的距离约为450千米。在携带5吨武器载荷的情况下，“猎鹰”分别能够在45分钟内、52分钟内精确打击13 000千米、16 700千米的目标，且飞行器与火箭均可重复使用，性价比极高。

高超声速飞机/巡航导弹可以被认为是现有高速飞行器的技术延伸。在大气层内如果想飞到5马赫以上的速度，依靠传统喷气式发动机基本是不可能的。因此，美俄等国计划在下一代高超声速飞行器上安装被称为“第三次飞行动力革命”的超燃冲压发动机。由于超燃冲压发动机必须在吸入高速气流的情况下才能启动，因此，无论是X-43试验无人机还是X-51高超声速巡航导弹，均必须由大型载机带入空中后放飞，再由火箭发动机将飞行器加速到5马赫左右，此时超燃冲压发动机才能介入工作。这一点对于高超声速巡航导弹来说尚不算问题，但对于需要独立起降的飞机来说就很难接受了。

洛克希德・马丁公司在其6倍声速的SR-72战略侦察机计划中采用了一种组合式动力方案，即先用一台涡喷发动机将飞机加速到一定速度，然后由超燃冲压发动机接力工作，将飞机最终推至6马赫高速。此方案虽然理论上可行，但整套动力系统的技术复杂度是可想而知的，而且两台发动机（或者一台发动机的两个模块）在交接工作时的稳定性也有待实际飞行考验。

最后一类高超声速飞行器其实是一种新型航天飞机。虽然美国与苏联的航天飞机早已具备大气层内滑翔飞行及自主整机返航能力，不过第一代航天飞机仍然是一种单纯的航天器，其不能在大气层内自由飞行。类似X-37B这样的空天飞机雏形希望探讨的是一种更具革命性与实用性的飞行方式，即在太空、亚轨道及大气层内自由跨界飞行。当然，目前的X-37B尚做不到这一点。

X-37B通过运载火箭进入低轨道，其在太空中的飞行速度可达到25倍马赫以上，在轨持续飞行时间长达270天。X-37B可以在太空执行任务，也可以从太空返回大气层飞行，但这种跨界是单向的，即X-37B只能返回大气层一次，任务执行完毕后必须在机场降落，并不能重复往返于太空与大气层之间。因此，作为一个武器平台，X-37B目前的使用前景仍被聚焦于所谓“太空战”，本质上来说与已经停飞的航天飞机没有大的区别。

最关键门槛：超燃冲压发动机

无论什么类型的高超声速飞行器，其最关键的技术核心都是动力系统。为了回避空气阻力，高超声速必然与“高高度”相伴，洲际弹道导弹与空天飞机的主要高速飞行段都在接近真空的太空，亚轨道滑翔飞行器运行在空气密度极低的亚轨道空间，而高超声速飞机/巡航导弹虽然仍在大气层内，但也只能在2万米以上的超低气压环境中飞行。

没有空气，意味着传统喷气式发动机无法使用，速度的奥秘只能是动力系统的革命。以目前的科技水平，真空环境下飞行器可供使用的只有火箭发动机，但火箭发动机需要带庞大的氧化剂储运箱，占用了有效负载吨位，在大气层内飞行时效率很差。真正的空天飞机要想自由往返于大气层内外，就必须至少准备两套动力系统，即大气层内的喷气发动机或超燃冲压发动机，以及大气层外的火箭发动机，这意味着无法避免的单空域庞大死重。而当空天飞机返回大气层后，没有了外置火箭助推，仅凭空天飞机自身发动机的推力，再次脱离第一宇宙速度的难度极大。因此，可供作战使用的真正空天飞机距离我们实际上还很远。

对于亚轨道滑翔飞行器来说，其如果在亚轨道近真空环境中使用火箭发动机，氧化剂死重仍然是个问题。所幸发动机的点火高度正好在大气层边缘，超燃冲压发动机在3 5000米高度仍可以工作。但这对发动机的技术性能提出了更高要求，由于可工作时间很短，其必须能够在点火瞬间即提供足以将飞行器送上波峰的强大推力，而此时空气已非常稀薄，发动机工况极其恶劣。

因此，目前最有实用前景，技术相对更成熟的高超声速飞行器为高超声速飞机/巡航导弹，美俄等国目前的研发重点也正是该类武器。要想在10年后将其投入实战，关键就要看超燃冲压发动机能否在技术及可靠性上取得重大突破。

超燃冲压发动机是指燃料在超声速气流中进行燃烧的冲压发动机。超声速或高超声速气流在进气道扩压到较低超声速，然后燃料从燃烧室壁面的突出物喷入与空气混合并燃烧，最后，燃烧后的气体经扩张型喷管排出。目前，国外发展较多的超燃冲压发动机包括亚燃/超燃双模态冲压发动机，以及亚燃/超燃双燃烧室冲压发动机。亚燃/超燃双模态冲压发动机是指发动机可以亚燃和超燃冲压两种模式工作的发动机。当发动机飞行马赫数大于6时，实现超声速燃烧；当马赫数低于6时，实现亚声速燃烧。亚燃/超燃双燃烧室冲压发动机的进气道分为两部分：一部分引导部分来流进入亚声速燃烧室，另一部分引导其余来流进入超声速燃烧室。这种发动机更适用于巡航导弹这样的一次性使用飞行器。

超燃冲压发动机的工作窗口极其狭窄，错过一点点，超声速燃烧就不能维持。另一方面，温度升高使声速升高，不及时补偿的话，也会破坏超声速燃烧的条件。使用超燃冲压发动机的美国X-51A巡航导弹的多次试飞都不是很成功，发动机最长一次持续工作时间也只有300秒，离实用化还差的很远，其他国家的同类机型更是连飞行测试都没有做过。

20马赫陷阱

高超声速飞行器需要解决的技术问题绝非仅有发动机一个，速度与机动悖论也让人头疼。物理学基本常识告诉我们，物体速度越块，其运动惯性就越大，改变速度矢量的难度也越大。此外，随着飞行高度上升，空气密度越来越低，飞行器的气动面舵效越来越弱。在此情况下，为了保证飞行器的方向可控，就必须采用发动机推力矢量系统来强行改变飞行轨迹。在高超声速飞行中赋予飞行器强大的外力过载，将让飞行器的结构与材料强度面临严峻挑战。

对于亚轨道滑翔飞行器来说，其还面临另外一个技术问题。该类飞行器的飞行高度正好与35 000到80 000米的“黑障”高度重合，此时飞行器最大速度可达20马赫左右，虽然空气稀薄，但剧烈的气动加热仍可能导致飞行器被电离层包裹，电磁波信号将被电离层阻隔，飞行器雷达无法搜索目标，自身也很难接收导航或目标坐标信息，外界更无法对飞行器做遥控操作。

高超声速是人类过去很少进入的速度区间，对飞行器在高超声速条件下的工作状态，人类还知之甚少。除发动机、飞行控制与“黑障”等难题外，高超声速飞行器还需跨越低成本耐高温材料、低阻外形设计等各种技术障碍。

因此，虽然相关科技进步很快，但人类目前在技术上可供实战的高超声速武器仍然只有弹道导弹一种。

弹道导弹悖论

美国空军与海军均曾认真研究过洲际弹道导弹的常规改装方案。洲际弹道导弹可能算是世界上最早符合“1小时打遍全球”理念的高超声速武器，从东亚发射的洲际弹道导弹理论上仅需30分钟就能击中北美目标。其再入段突防速度可达10马赫左右，且拥有8 000至14 000千米的射程。在传统携带核弹头的洲际弹道导弹上改装常规战斗部不存在任何技术门槛。其所面临的最大技术问题是命中精度，由于主要采用惯性制导，该类导弹在不加任何修正措施的情况下，圆概率误差可以高达数千米，对于常规精确打击来说，此命中精度已经没有任何意义。

然而现代洲际导弹的打击精度已今非昔比。美国空军的陆基“民兵”-3洲际导弹圆概率误差已能控制在130米内，海基潜射的“三叉戟”-2D5更是达到90米惊人水平。美国与俄罗斯的现代洲际导弹均采用了星光辅助制导等措施，再入段虽为无动力飞行，但可以通过气动控制面在进入大气层后做小幅度弹道调整。采取上述措施的现代洲际导弹命中精度已经可以满足打击固定点目标的要求。

虽然技术已非常成熟，但常规洲际弹道导弹仍然不太可能成为未来全球高超声速打击武器的主流，其主要面临四个方面的问题：一是性价比太低。弹道导弹只能一次性使用，一枚“三叉戟”-2D5的价格约为6 600万美元，如果只用来做一次即时定点清除，成本恐怕是高的离谱了。二是使用灵活性较差。弹道导弹无法长时间高速巡航，发射后即不能再重新锁定其他目标，如果算上系统反应时间，整个弹道导弹的攻击流程耗时约在1小时左右，只能勉强达到“1小时打遍全球”标准，对于那些攻击窗口更窄的目标则无能为力。三是更易于拦截。由于常规洲际导弹仍采用传统弹道式突防模式，使得对手可以在现有技术体制下对其进行反制，如俄罗斯的“橡皮套鞋”反导系统及中国正在研制的太空中段反导系统均具备一定拦截能力，如果拦截方能够就近部署，则弹道导弹速度较慢的上升段被拦截概率更大。

常规洲际弹道导弹最难以走出的困境恐怕还不是技术性的。该类武器其实只能用于对非核国家的打击，如对核国家使用，因对方无法判明弹头性质将必然招致核反击，即便目标是无核国家，在打击前也必须与其他核大国建立及时有效的沟通管道，以避免出现误判。

不过，如果仅从“高超声速飞行器”，而非“1小时打遍全球”的概念来观察，则中短程弹道导弹仍不失为一种非常有效的超高速常规打击武器。美国在上世纪80年代部署于中欧的“潘兴”-2中程弹道导弹依靠先进的雷达地形匹配末制导技术，已经将命中精度提高到25米级。西方更是认为，中国已经研制出能够打击航母等海上移动目标的“东风”-21D弹道导弹。此外，中短程弹道导弹只是一种战术武器，传统上多采用常规战斗部，因此使用中引起战略误判的可能性较低。

革命：高超声速战场

1998年8月20日，位于阿拉伯海上的美国“林肯”号航母战斗群发射了数枚“战斧”巡航导弹，攻击阿富汗东部训练营地，目标――本・拉登。

“战斧”以885千米/小时的速度飞行了1 770千米，耗时长达2个小时。拉登在导弹飞抵前一个小时就已离开训练营地。这次行动的失败给五角大楼留下了巨大的遗憾，高超声速武器的研制工作开始加速，继原子弹之后的又一个潘多拉魔盒被打开。

可以毫不夸张的说，高超声速武器对未来战争形态的改变将是颠覆性的。无论是美俄中等军事大国，还是以色列、伊朗这样的地区强国，当高超声速打击时代来临时，所有牌桌上的玩家都必须重新洗牌。高超声速武器的意义绝不仅仅是“1小时打遍全球”，所有那些已经过二战、朝鲜战争、越南战争、中东战争、阿富汗战争、海湾战争、车臣战争淬炼的装备技术、装备体系、作战理论、战略战术、指挥艺术等等都必须改变，以适应这个继骑兵、城堡、大炮、火枪、坦克、飞机与核武器破壳后的又一次战场革命。

这绝非危言耸听。在高超声速武器时代，攻击与防御的技术平衡被打破，战争中被动防御的一方几乎没有胜利的可能。在战场主动权巨大红利的诱惑下，可能爆发战争的国家之间将受到“黑暗森林”理论的影响，更倾向于主动打响战争第一枪。在各国均缺乏有效反制技术的情况下，热点国家的军备竞赛将全面转向进攻型武器的研制与装备。而由于打击速度的几何级提高，高超声速时代的战争时间也可能被极度压缩，一场大国间的战争也许在几天数个攻击波结束后就胜负已分，像二战这样持续数年的大国间战争几乎不可能出现。战争将更加依赖详细完备的战前预案，那种寄希望于天才指挥官的直觉与应变能力取胜的想法是天真的。

全球性高超声速打击系统，将使远离本土的前沿部署变成缺乏实际意义的资源浪费与武力炫耀，一个地区军事强国不用建立海外基地网，也能具备即时的全球武力投送能力。

在具体战术上，高超声速时代的优先打击目标将不再锁定于军政首脑、指挥系统、雷达站、防空导弹阵地等传统第一波踹门对象。为了避免敌方高超声速武器的致命反击，第一波攻击必须先摧毁敌方空军基地、高超声速武器发射平台、通信与侦查卫星、无人侦查机、数据链系统等敌方高超声速杀伤链上的关键节点。

在装备体系上，可覆盖全球的高超声速武器具有接近100%的突防能力。现有隐身技术的价值和意义将大打折扣。同时，大型低速战场目标也将成为高超声速武器最好的标靶――超级核动力航母是否还存在价值？同样值得怀疑的还有重型固定翼轰炸机，它的常规打击灵活性已经可以被弹性更大的亚轨道轰炸机，或者高超声速巡航导弹所取代。

高超声速飞行器的作战空域（空间）决定了在未来的大国战争中，一场太空战几乎不可能避免。太空、亚轨道、大气层的界限越发模糊，飞行平台即便仍有自己相对固定的飞行空域（空间），但其发射的精确打击弹药却很可能跨域攻击，反制方在面对攻击时，必然会全力摧毁武器发射或侦察、通信平台，而不会顾虑敌方是在太空还是大气层内。

当然，上述终极形态的高超声速战争离我们还有一段距离，技术与相关作战理论还很不成熟。而且从战略上来讲，美国指望用高超声速常规打击手段来打破核平衡的想法是可笑的，即便未来高超声速武器成为主流，采用高超声速运载工具的核武器威胁仍然存在，而且有核国家在面对敌方优势常规高超声速武器时，必然会考虑核反击来确保自身安全，俄罗斯已经明确宣布了这一点。

高超声速范文第5篇

今天，当你从北京飞往伦敦，得在枯燥无聊的旅途中度过难熬的10个小时。假设时间退回到2003年协和客机退役前，这时间就能缩短一半。再憧憬一下未来，如果你乘坐上一架高超声速客机，仅仅需要花费1个多小时，思考一下人生和理想就到了。这绝对不是科学幻想中才存在的场景，作为便利的交通工具，高超声速客机将在不远的将来成为现实。

高铁的15倍速

“高超声速”（Hypersonic）一词是由我国著名科学家钱学森1964年在他的一篇重要论文中首次提出。高超声速飞行到底有多快？让我们先来熟悉一下“马赫数”的概念。马赫数是气流速度与声速之比，马赫数越高，气流的速度也就越快。通常用马赫数大于5的飞行速度作为高超声速飞行的一种标志，与目前服役的民航客机相比，高超声速客机的飞行速度至少是普通民航客机的6倍，大概是高铁速度的15倍。说到这儿，你是否能想象到高超声速飞行的速度感呢？

作为典型的军民两用技术，高超声速飞行器技术将在今后相当长的时间内占据航空航天技术发展的最前沿。早在1986年，美国就宣布了一项“东方快车”计划，除了作为新一代的航天运输工具使用外，也描述了其作为高超声速飞机应用的美好前景，即以5马赫连续飞行12000km，从美国纽约横越太平洋到达东京仅需要2个小时。尽管这一设想随着美国国家空天飞机计划的失败而告终，但科学家们并没有停止他们追求速度的步伐。美国为实现“全球到达、全球打击”的作战目标，自20世纪末启动了多个高超声速巡航导弹技术的发展计划，包括“高超声速巡航导弹飞行（HyFly）”计划、乘波者“X-51”计划等。截至目前，美、俄、德等航天大国都在积极推进高超声速技术的发展，并取得了一些阶段性的成果，较具有里程碑意义的包括美国“X-43A”以及“X-51A”的飞行试验。其中，“X-43A”飞行试验创造了吸气式发动机10马赫飞行速度的世界纪录；“X-51A”飞行试验的成功，表明高超声速飞行器技术已进入了以高超声速巡航导弹为背景的工程应用阶段。

两大难题等待破局

高速飞行首先要解决的就是动力问题。早在20世纪40-50年代，以助推火箭为动力，通过发射弹道导弹、卫星等方式已经实现了高超声速飞行，但直到20世纪50年代超声速燃烧概念的提出，才使得飞行器在大气层内以吸气式超燃冲压发动机为动力，实现高超声速经济巡航成为可能。吸气式动力以其航程更远、结构质量更轻、性能更优越等潜在能力备受关注，但超燃冲压发动机的实现也面临许多技术难点。可以想象一下，在大风中点起一根蜡烛并保持燃烧的难度有多大，在超声速气流中实现点火、稳定燃烧并提供推力的难度就有多大，超声速燃烧组织、火焰稳定、发动机主动冷却等问题均给科技工作者提出了较大挑战。

高超声速飞行器的另一个重大问题，就是高超声速飞行带来的严重气动加热问题。当飞行器在大气层内以高超声速飞行时，空气与飞行器的相对速度非常大，由于空气的粘性作用，在靠近飞行器壁面时空气速度将降为零，动能被粘性耗散转化为热能，导致飞行器表面温度急剧升高。对于以高超声速飞行的飞行器，其表面局部温度将达到1000～2000℃，甚至更高，远超出我们常用的多种金属材料的使用范围，必须采用耐温更高的复合材料，并解决材料制备、结构安装、变形协调等一系列问题，实现难度较大。

高超声速范文第6篇

据俄罗斯《消息报》和英国《简氏防务周刊》披露，2013年7～8月间，俄罗斯国防部将在阿斯特拉罕州的阿赫图宾斯克靶场，进行新型高超声速导弹的首次完整试射，其最大飞行速度将达马赫数5（约5800千米/小时）。该高超声速导弹研制项目目前处于保密状态，导弹的型号、任务及战技性能等尚未公开。

2012年，该导弹曾在阿赫图宾斯克靶场进行首次非完整的试射。试验中，导弹从飞机挂架上分离后启动发动机，以亚声速飞行数千米后坠地。此次试验主要检验导弹飞行中的操控性能，以及导弹与发射系统和载机机载设备间的兼容性。在即将进行的试验中，该导弹的发动机将在多种状态下工作，推动导弹进行长时间的高超声速飞行。

前苏联从20世纪70年代开始积极研制高超声速导弹，如机械制造科学生产联合体研制了“陨石”导弹，后来开始了代号“4202”的导弹研制工作。20世纪80年代，彩虹导弹设计局（目前是俄罗斯战术导弹公司的一部分）开始了Kh-90项目。20世纪70年代，前苏联曾在S-200导弹基础上研制出飞行速度达到6000千米/小时的“冷”飞行器。但上述研究活动最终都未能催生出一型可用于实战的装备。

针对美国X-51及其他高超声速项目的发展，2012年5月，俄罗斯主管军事工业的副总理罗戈津呼吁工业部门启动新的高超声速研究项目，发出了俄罗斯重新开始高超声速飞行器研究的信号。罗戈津称，2015～2018年，美国有可能在高超声速样机基础上发展出多用途的高超声速导弹；俄罗斯重新开展的高超声速研究，将为未来俄罗斯成为高超声速武器领域的有力竞争者奠定基础。9月罗戈津又称，机械制造科学生产联合体和俄罗斯战术导弹公司将组建一个合资公司，开展高超声速导弹研制。

此外，罗戈津2012年还多次表达了研制有人驾驶高超声速飞行器取代俄罗斯现役轰炸机的意愿，而这一点显然与俄罗斯政府研制“远程航空兵未来航空综合体”（PAK-DA）轰炸机的政策相左。但罗戈津后续的言论表明，他已经倾向于研制高超声速武器而不是有人驾驶的高超声速飞机。（王秀丽、王三勇）

高超声速范文第7篇

美国，X档案的标本意义

美国研制高超声速武器的过程可以直接从X系列飞机找到直接的脉络。

X-15研究机 美国空军和美国国家航空航天局（NASA）共同开发的X-15研究机，是一种由载机携带到高空发射的火箭飞机，不仅是人类研制的第一种真正意义上的高超声速飞行器，而且也是第一架达到了亚轨道的载人飞机。该机机头较尖，座舱内仅能容纳一名飞行员。不过X-15并没有成为后世高超声速飞行器的设计范本，原因有二。

第一，单纯依靠低效率的火箭发动机，无法为高超声速飞行器提供可持续的动力来源。人们常用“比冲”来衡量火箭发动机的效率，通俗讲就是用一千克的推进剂来产生一千克力的推力，能持续多长时间。这个时间越长，比冲就越大，发动机的效率就越高。比冲的单位是秒。一般固体火箭发动机的比冲只有250秒，液体火箭发动机450秒。比较之下，我们会发现涡扇航空发动机的比冲为3 000秒。火箭发动机虽然能够让飞行器达到高速，但其自身消耗掉的氧化剂和推进剂占到了起飞重量的绝大部分，真正有用的载荷少之有少。

第二，X-15仍然采用的常规气动布局，高超声速飞行产生的气动阻力很大。所以后来的高超声速飞行器大多采用非常规的升力体布局，而且为了压缩进入超燃冲压发动机的气流，一般采用扁平而尖锐的机头造型。

跳滑梦想，X-20 1949年，钱学森在美国提出了研制一种能以12马赫飞行的空天飞机的概念，并提出了独特的“钱学森弹道”理论。这种空天飞机由火箭从地面垂直发射升空，在上升段与弹道导弹无异，待飞过弹道最高点后，空天飞机回落加速，进入大气层边缘后在大气层中做高超声速滑翔，利用滑翔时的气动力和惯性再次跃出大气层，然后再次回落，周而复始，直到速度不足以跃升，转为下降，最后像飞机一样着陆。钱先生这些理论，对于美国后来实施航天飞机计划以及 “猎鹰”计划，产生着深远影响。

1957年，美国空军推出了X-20空天飞机计划。X-20计划由美国的洲际弹道导弹发射，比钱学森的设想更进一步的是，X-20自身拥有一台火箭发动机，既可以在大气层顶部跳跃滑翔，也可以由自身火箭发动机推动加速，进入绕地轨道。总体而言，X-20相比X-15更像一架太空飞行器。全机升力体的布局和尖锐的机头造型初步具备了高超声速飞行器的雏形，但是该机仍然以低效率的火箭发动机为动力。该计划到终止时并没有研制出实机。

过于超前的一体化构想，X-30 从功能上看，美国国家空天飞机计划X-30将航空飞机和太空飞船的功能集于一身，是一体化的设计思路。X-30可以像普通飞机那样从跑道上水平起飞，在大气层内边上升边加速，到达大气层边缘时加速到第一宇宙速度，成为一颗围绕地球旋转的航天器。完成太空任务后它能像飞船那样从轨道上脱离，再入大气层，并像飞机一样在跑道上着陆。从结构和外观上看，X-30拥有高度简洁的气动外形，从起飞到降落飞行器始终保持完整，不像运载火箭那样走一路扔一路。它的动力系统将涡喷发动机、超燃冲压发动机整合在一起。为了实现上述目标，X-30需要将许多相互矛盾的技术整合进一个机体内，这就带来了一系列的问题。

问题之一：首先从气动外形上看，在大气层顶部加速到高超声速的飞行器，机翼必须十分短小甚至取消机翼，而采用升力体或乘波体的外形，即依靠机身产生升力。但升力体外形在低速下的升阻比相当差，飞机无法从现有的跑道上自主起飞。就像目前已有的各种升力体试验机都是依靠其他飞机携带进入高空发射的。

问题之二：X-30赖以达到高超声速的超燃冲压发动机无法在地面零状态下自行启动。超燃冲压发动机的启动速度不能低于4马赫。所以，X-30从地面起飞时必须依靠传统的涡喷发动机。而涡喷发动机可靠工作的最大马赫数仅达到3。在3马赫到4马赫之间，存在一个推力鸿沟。如何跨越这道鸿沟，实现从涡喷发动机到超燃冲压发动机的顺利交接，是一个难题。

问题之三：一体化设计需要高强度、耐高温同时轻质量的新型材料及结构设计。从航天技术的角度看，X-30显然属于单级入轨的飞行器，起飞期间不丢弃任何助推器。根据“航天之父”齐奥尔科夫斯基的研究，一枚火箭要达到7.9千米/秒的第一宇宙速度，其质量比必须达到23.5，即它发射质量是入轨质量的23.5倍。这个比例超过了鸡蛋总质量和蛋壳总质量之比。可以想见，如此质量比的单级火箭，其结构将比鸡蛋还要脆弱。为此，齐奥尔科夫斯基设计了多级火箭，各级火箭结构可以设计得比较结实，通过抛弃空推进剂箱的方式来提升质量比。X-30在大气层内的飞行方式是气动式而非弹道式的，这使得它不必具有火箭那样高的质量比。但总体而言，它必然拥有一个“薄壳”的结构，而且机体材料必须非常轻。而这种轻薄的结构，却要经受稠密大气层中长时间高超声速飞行产生的气动热，还有返回阶段的强大过载。为了完成从地面静止状态到近地球轨道的转移，X-30机体内的大量空间必然被液氢燃料箱所占据，而它的目标却是搭载数十名旅客在一小时内从纽约飞往东京（但如果把机身缩小，把载荷换成无人的战斗部，其前景则另当别论）。

即便站在今天的科技角度来看，要建造全尺寸的X-30也是一项太过艰巨的任务。因此，在X-30项目下马后美国空军和NASA研制的高超声速飞行器都不再研制全尺寸样机，而是先从缩尺验证机一步步搞起；在功能上也不再是贪大求全，而是集中力量突破某一关键技术。

超燃冲压验证机X-43A 由于各自需求不同，NASA和美国空军分头研制各自的高超声速飞行器。NASA仍旧致力于开发可以将人或物送入轨道的空天飞机，由此产生了 X-43A，它看起来俨然就是一架微缩版的X-30；而美国空军则把目标定位于研制高超声速导弹，实现其“一小时内打击全球任一目标”的宏愿，由此产生了X-51A（详见本刊2014年第3期《一小时如何打击全球》有关内容）。

X-43A是目前飞行速度最快的吸气式飞机。该机在2004年3月27日的第二次试飞中自主飞行了11秒，飞出的马赫数6.8被吉尼斯世界纪录所承认。

X-43A的主要功能是验证超燃冲压发动机的相关技术。冲压发动机技术被认为是未来高超声速飞行器唯一可行的推进技术。因为在马赫数大于5的高超声速飞行时，如果来流猛烈压缩到亚声速，进入发动机的高温气体还未点火燃烧，其温度就已经超过了材料所能承受的极限。所以，为了保证发动机不被来流所烧毁。在5马赫以上的高超声速飞行时，发动机内气流的速度至多被减速到马赫数3。由于气流从吸入到喷出的全过程，都是以超声速在发动机内流动的，所以这种发动机被称作超燃冲压。

从X-43A验证机人们可以发现未来超燃冲压发动机的一些特点。首先，超燃冲压发动机内部结构异常简单，从前向后看就是一个中空的盒子。为了避免增大内部阻力，发动机内没有任何突出物。燃料是通过与空气流道齐平的喷口进入燃烧室的。燃烧室内也没有突出的火焰稳定装置，代之以一些凹腔用于产生旋涡来稳定火焰。

其次，超燃冲压发动机和汽车的发动机一样，工作包括吸气、压缩、做功和排气4个过程。只不过前者是依靠多波系激波来压缩空气。为了利用激波压缩来流，进气道前必须有一个前体。就像SR-71战略侦察机进气口前的圆锥或者歼8B战斗机进气口前的斜板那样。

第三，超燃冲压发动机必须和机体进行一体化设计和制造。NASA曾在上世纪60年代利用X-15验证HRE超燃冲压发动机，当时发动机设计成圆桶状，挂于X-15机身的下方，在进气口处利用激波锥压缩来流。但试验中气动加热烧毁了发动机与机身之间的连接部位，发动机从空中掉了下来。为了使前机身作为压缩前体更有效地压缩气流，高超声速飞行器的前机身要尽可能地扁平，而发动机为了能与扁平的机身融合也最好做成盒形的。

所以，我们就看到X-43A采用机身-发动机一体化的设计后的样子，与其说是一架飞机，倒不如说是一台装了尾翼的发动机更为确切。

一体化梦想复活 美国另一项高超声速武器研制计划――“猎鹰”计划，启动自2003年。美国计划由小型运载火箭将一系列高超声速飞行器――HTV――送入亚轨道。利用HTV验证大气层内高超声速飞行所面临的气动、热防护、材料、推进等相关技术。

相比无动力的滑翔测试机HTV-1、2，HTV-3X更上一层楼。该机融合了先前HTV-1、2、X-43A、X-51A等多种高超声速的技术于一身。从外形上看，HTV-3X采用乘波体外形，两台涡喷-超燃冲压组合发动机位于机身下表面，依靠前体压缩和后体膨胀。飞行器有两个短翼和两个垂尾，不仅起到配平作用还具有在陆地跑道起降的功能。HTV-3X最独特的地方在于，它将第一次装备涡喷-超燃冲压组合发动机。该发动机采用双流道设计，两种发动机共用一个带活动斜板的进气口。涡喷发动机的流道靠上，起飞和低马赫数飞行时，涡喷发动机工作。3马赫往后，斜板关闭涡喷发动机的流道，打开冲压发动机流道。冲压发动机先以亚燃冲压模式工作，弥补3马赫到4马赫之间的推力鸿沟。4马赫以后，发动机进入超燃模式。此时气流在发动机中逗留的时间不足千分之一秒，推动飞行器进入5马赫以上高超声速飞行。

由此，HTV-3X项目已经大大超出了美国空军“猎鹰”计划的蓝本，得到了一个全新的名称――“黑燕”。“黑燕”项目的出现说明，自X-30起人类打造一体化全功能空天飞机的梦想从未熄灭。

俄罗斯，实力雄厚

苏联的高超声速研究起源于上世纪50年代，据说通过火箭或者载机发射的高超声速武器规划了两个系列7个型号。苏联解体，对俄罗斯高超声速技术研究产生了不小影响。不过从1991年以来，俄罗斯还是先后进行了“冷”、“彩虹”、“针”等多项高超声速项目的研发。其中“冷”计划还与法国、美国进行过合作。在“冷”计划试验过程中，发动机实现了从亚声速到超声速燃烧的转变，飞行试验速度最高也达到了6.5马赫，获得了高动压条件下发动机从亚声速到超声速各种燃烧状态的各种数据。因此“冷”成为俄罗斯高超声速试飞的基础。

在获得一系列完整实验数据后，俄罗斯又开发了“彩虹”，其原型是AS-4“厨房”空地导弹。“彩虹”长约11米，发动机段长约6米，二维进气道。在12 000米高空，飞行速度为1.7马赫的载机将“彩虹”发射出去，之后“彩虹”的火箭发动机开始加速，在15 000～30 000米高度，飞行速度可以达到2.5～6马赫。

而俄罗斯研发的“针”高超声速飞行器，则多少类似美国的X-43A，全长7.9米，翼展3.6米，用SS-25导弹作为发射载具。“针”主要用来测试机体-推进系统的一体化研究，以及热力学、气动、结构、材料、地面降落测试等。“针”的飞行速度大约在6～14马赫，飞行高度26 000～50 000米，超燃冲压发动机采用液氢燃料。

俄罗斯中央航空发动机研究院与格罗莫夫试飞院研发的GLL-31“射手”高超声速飞行器，号称是俄罗斯最先进的高超声速武器。其思想类似于美国的X-51A。它的基础是S-400防空系统所用的40N6固体燃料导弹。“射手”由米格-31截击机挂载，当飞机速度达到2马赫时“射手”的火箭点火发射加速等到超燃冲压发动机开始工作后其速度能达到5～10马赫，飞行高度在20 000～40 000米。采用液氢燃料的试验型发动机燃料体积为300升，工作时间在半分钟到一分钟之间。

在近年来，俄罗斯在莫斯科航展上多次展出过自己的高超声速飞行器方案。俄罗斯自认为设计和材料水平均比西方高。中央航空发动机研究院的地面试车台，可以模拟7马赫条件下大型冲压发动机的试验条件。如果考虑到冷战时期苏联大型运载火箭、弹道导弹和航天飞机技术的研发实力，可以认为俄罗斯技术积淀非常深厚，具备和美国并驾齐驱的潜力。

西欧最强是法国

西欧德国、英国，包括欧盟，均有高超声速开发计划。这其中军事化成果最突出的是法国。法国高超声速技术研究起源于上世纪60年代，牵头的一直是马特拉公司。1992年，在国防部等单位领导下，法国制定了国家高超声速研究与技术计划，除了马特拉，参加的厂家还有达索、斯奈克马（国营飞机发动机研究制造公司）、欧洲动力装置制造公司以及法国航空航天研究院，计划历时6年，最后研制了“浅黄”（Chamois）超燃冲压发动机，并在6马赫的速度下进行了反复试验。法国正在实施的高超声速技术发展计划主要有两个方向，一个是对外合作，研制速度达到12马赫的碳氢双模态超燃冲压发动机；另一个就是“普罗米修斯”（Promethee）空射型高超声速导弹。该导弹采用像“南瓜子”的乘波体外形，弹长6米，采用碳氢双模态超燃冲压发动机，巡航速度为8马赫，包括固体助推器的总发射质量为1 700千克。

21世纪初，法国航空航天研究院开始研制高空高速无人驾驶侦察机，其速度达6～8马赫，航程可达2 000千米，飞行高度在30 000～35 000米，和美国的SR-72计划有相通之处。2003年，法国和欧盟开始合作研发LEA高超声速验证机，载具是俄制AS-4导弹，这种长5米的飞行器最高速度设定为8马赫。

亚太，小朋友们跟上来了

在研制高超声速武器方面，印度一直野心勃勃。1998年，印度国防部启动了命名为“阿凡达”的小型可重复使用空天飞机计划，当它不携带火箭发动机时，可作为一种高超声速飞机，用于对地攻击或侦察，然后返回基地。印度有多个实验室正在发展超燃冲压发动机技术。除了与俄罗斯合作的“布拉莫斯”高超声速导弹，印度国防问题分析研究所还曾提交了一份报告，建议研发至少5马赫的空天战斗机，并认为只有美国的X-43和X-51领先于印度。

日本的超燃冲压发动机研究起于上世纪80年代末。1993年，日本航空宇宙研究所角田宇宙中心建成了一座超燃冲压发动机试验台，可进行马赫数4～8、流量40千克/秒的工程性试验，多次进行大型氢燃料的工程性试验，掌握了点火、推力测量、燃料调节、发动机冷却等关键技术。1999年日本又建成大型高温激波风洞。正在实施的高超声速飞行器技术项目是两级入轨的航天运载器，第一级为高超声速运输机（HST），其飞行速度为6马赫，目前，日本正在研制HST的吸气式动力装置，并已进行了高超声速空气动力学设计。

此外，澳大利亚也参与了高超声速研发项目。与美国合作的“高火”（HiFire）项目在2012年进行了成功试验。这个实验也是为了给X-51A提供实验数据。2012年5月8日，HiFire -2在美国夏威夷太平洋导弹靶场由“黄鹂”探空火箭成功发射，HiFire-2超燃冲压发动机爬升到30 480米高空，从马赫数 6加速至马赫数 8，并工作了12秒。当年9月20日，HiFire -3在挪威安道亚靶场由VS探空火箭成功发射，飞行器在达到350 000米最高点后俯冲，在20 500～32 000米高度达到最高马赫数 8。此外，澳大利亚还和英国、日本合作，进行了“高击”（HyShot）项目的研发，测试氢燃料超燃冲压发动机技术；以及测试超燃冲压发动机工作状况的“高因”（HyCause），再入大气层之前，超燃冲压发动机成功点火，将飞行速度增加到10马赫。

空天一体――高超声速武器前景

看看X-51A这样的“导弹”，以及X-37B这样的“飞机”（详见本刊2014年第3期《一小时如何打击全球》有关内容），不难推断，高超声速武器时代已经离我们越来越近。

高超声速范文第8篇

摘要:

通过在激波风洞中开展转捩试验，选取来流马赫数分别为6和8，单位雷诺数分别为4．1×106m－1、2．6×107m－1和4．4×107m－1的来流条件，研究马赫数、单位雷诺数以及攻角变化对钝锥边界层和平板边界层转捩位置的影响。结果表明，攻角增大使钝锥迎风面和背风面边界层转捩位置均前移，使平板边界层转捩位置也前移;钝锥边界层在低马赫数时更容易转捩，平板边界层转捩受马赫数影响在攻角有差异时有所不同;单位雷诺数的增大促进转捩，但对于钝锥边界层而言，该参数增加到试验选定的上限时，转捩位置的变化并不明显;在转捩过程中平板边界层的脉动压力系数与热流具有相同的变化趋势。试验捕捉到了第二模态扰动。

关键词:

边界层转捩;高超声速;第二模态;热流;脉动压力

高超声速边界层转捩问题是空气动力学的难点之一，当边界层从层流态转捩过渡到湍流态后，壁面热流密度会激增数倍，这是热防护设计中必须考虑的问题。而高超声速条件下的转捩位置预测相比低速边界层来说要困难得多，转捩临界雷诺数要高出几个数量级［1］，转捩机理不同于亚声速和跨声速的情形，转捩过程的细节并未很好弄清。因此，开展高超声速边界层转捩特性的研究具有重要的基础理论和工程意义。在地面高超声速设备开展的边界层转捩试验研究中，诱导边界层转捩的扰动分为涡量模态(速度脉动)、总温脉动和声学辐射［2］，其中声学辐射是占主导地位的扰动类型，比如喷管和试验段壁面的湍流边界层产生的声波会对转捩试验结果造成影响，若要研究高水平的噪声对转捩的影响，需要开展静风洞试验。高超声速流动中主要的扰动包括第一模态不稳定性、第二模态不稳定性以及横流不稳定性。其中在轴对称流动或平面流动中，第二模态不稳定性起主要作用。在高超声速边界层转捩的机理性研究方面，国内研究仍然存在一定的局限性，比如在试验研究方面，试验的方法和手段还相对单一。韩健［3］通过测量热流脉动分析了高超声速尖锥边界层的稳定性，张扣立等［4］利用温敏漆技术测量了平板边界层的转捩过程。Anderson［5］归纳的影响高超声速边界层转捩的因素有十多种，比如边界层外缘马赫数、头部曲率半径、攻角、壁温、表面粗糙度、质量流的注入、当地曲率、横向流速度梯度、流向压力梯度、来流单位雷诺数、总温、化学反应，还包括试验设备的因素，如来流湍流度、喷管边界层中传播的噪声扰动。本文针对钝锥和平板模型，在激波风洞中开展钝锥边界层和平板边界层的转捩试验研究，在众多的转捩影响因素中选择来流马赫数、单位雷诺数和攻角作为研究变量，研究这些因素对转捩位置的影响，以及第二模态不稳定性在高超声速边界层转捩过程中的体现。

1试验条件

1．1试验设备高超声速边界层转捩试验研究在中国空气动力研究与发展中心FD-14A激波风洞(见图1)上开展。FD-14A激波风洞是由内径为80mm，高压段、低压段长度分别为7．5m和12．5m的激波管和相应的喷管、试验段、真空箱组成，其型面喷管出口直径为0．6m。风洞试验气体为氮气，采用氢气或氢气和氮气混合气体驱动。通过更换喉道可获得不同的来流马赫数，通过调节高低压段压力可获得不同的来流雷诺数，实现不同的模拟环境。FD-14A激波风洞能模拟飞行马赫数范围为6～12，单位雷诺数范围为2．1×105～6．5×107m－1的飞行状态，有效试验时间为2～13ms。

1．2试验模型及流场条件试验模型有两个，其一为钝锥模型(见图2)，半锥角为5°，模型长Lc=600mm，头部钝度为0．8mm。其二为平板模型(见图3)，长Lp=510mm，宽230mm，前缘钝度为1mm。其中钝锥模型表面的热流测点分布在三条子午线上，模型正下方子午线为迎风子午线、正上方子午线为背风子午线，与迎风、背风子午线成90°圆周角的为侧面子午线，每条子午线上各有29个热流测点。平板模型的热流测点全都位于平板表面中心线(沿流向)上，共25个，脉动压力测点同样位于中心线上，共10个。采用新型耐冲刷薄膜热流传感器测量模型表面热流。这种传感器相比老式玻璃基体类型传感器具有较强的耐冲刷特性，使用时间较长，减小了由于传感器的频繁更换带来的个体差异引起的测量误差。采用KULITE公司XTE－190M型绝压高频压阻压力传感器测量壁面压力脉动特性，测量端直径Ф3．8mm，固有频率250kHz。为能够有效捕捉边界层转捩特性，结合模型特点及激波风洞流场条件(FlowCondition，FC)，选取试验流场如表1所示。其中流场1、2、4的名义马赫数为8，流场3的名义马赫数为6。

2数据处理方法

2．1热流测量结果的处理通过热流测点的时域特性曲线(横坐标为时间，纵坐标为热流幅值)来初步判断某个测点所处位置的边界层流态是层流、转捩过渡状态还是湍流。层流条件下，热流时域特性曲线在有效试验时间内保持平稳的分布，没有明显的波动迹象。湍流条件下，热流时域特性曲线在有效试验时间内，大部分时间也保持平台式的分布，但热流的脉动量相比层流要明显些，且热流值大幅跃升。注意到高热流平台的形成经过了一个热流突然跃升的过程，跃升之前的热流水平即为该测点处于层流的水平，跃升过程后稳定的湍流状态形成。而当某个测点处于转捩过渡区时，其热流时域特性曲线具有与层流和湍流完全不同的特征。转捩过程的流动特征是间歇性的涡的产生和破碎，由此导致了瞬时热流的高峰值，热流的脉动特征显得极为明显，热流时域特性曲线则具有许多个明显的“尖峰”。图4为某车次风洞运行时钝锥模型迎风子午线上沿流向依次相邻的6个热流测点(间距15mm)的时域特性曲线。依据上述边界层流态与热流时域特性曲线的对应关系，判定这6个测点所处位置的边界层流态分别为层流、层流、转捩、转捩、转捩和湍流，其中点C判定为转捩起始位置，点F判定为转捩完成位置。为便于进行对比分析，热流进行了无量纲化处理。钝锥模型及平板模型无量纲热流参考值为0°攻角时头部或前缘驻点热流Fay-Riddle公式计算值(壁温取298K)。

2．2脉动压力测量结果的处理通过高频压力传感器测得模型表面的脉动压力信息，基于瞬时压力p(t)，计算得到体现边界层压力脉动特性的幅值域参数。功率谱密度是描述脉动压力频率域特性的函数，能够反映流场脉动量所包含的频率成分及其对应的能量大小，是反映边界层脉动特性的重要频率域的统计函数。

3结果与分析

3．1攻角对转捩的影响有关钝锥边界层的试验研究表明，随着攻角从0°开始增大，背风面转捩起始位置前移，迎风面转捩起始位置后移，即表现出非对称转捩特性［6］;然而也有部分试验反映出不同的趋势，当头部钝度较大时，会出现攻角增大后，迎风面转捩起始位置前移和背风面转捩起始位置后移［7］，而迎风面和背风面转捩起始位置均前移的现象也可能出现［8］，由此可见高超声速边界层转捩的复杂性。本文研究了钝锥模型在流场2条件、攻角变化时的边界层转捩特性，其中攻角状态分别为0°、2°、4°、6°和10°。图5给出了三条子午线的转捩起始位置随攻角变化情况，随着攻角的增加，各条子午线的转捩起始位置均向上游移动，但背风子午线的前移幅度要明显大于迎风子午线。表2对比了尖(钝)锥边界层转捩试验研究相关文献给出的研究条件和迎风子午线与背风子午线转捩位置随攻角变化规律的结论，发现尖头部和钝头部的规律存在显著差异。对于尖头部情形，普遍规律是:攻角增大，迎风子午线转捩位置后移，背风子午线转捩位置前移;而当头部有一定钝度时，普遍规律是:攻角增大，迎风子午线和背风子午线的转捩位置均前移，后者前移的幅度更大。本文属于后一种情况。平板模型的试验结果则表明，当攻角从0°变化到4°时，平板中心线上的转捩起始位置前移，具体情况见表3、表4。

3．2单位雷诺数对转捩的影响本文对比了名义马赫数相同，单位雷诺数不同的3种流场(流场1、2、4)条件下的测量结果(表3)。就钝锥模型而言，单位雷诺数的增大意味着对转捩的促进，但流场2、4的对比结果表明，当单位雷诺数继续增大，即从2．6×107m－1增加到4．4×107m－1时，转捩起始位置几乎没有变化。就平板模型而言，结果则有所不同，流场2、4的对比结果表明，当单位雷诺数继续增大时，转捩仍然受到较为明显的促进作用。以转捩位置距钝锥头部的轴向距离为特征长度，则流场2、4条件下迎风子午线转捩的临界雷诺数Retr分别为0．546×107和1．117×107。可见随着单位雷诺数的增加，临界雷诺数也在增加，这与大多数的基本构型(锥和平板)转捩试验的结果一致，也即“单位雷诺数效应”。

3．3马赫数对转捩的影响线性稳定性理论预测，第二模态扰动增长率和边界层外缘马赫数密切相关，后为试验所证实。Stetson和Kimmel［15］的试验研究表明，当地马赫数从6．8降为5．2时，第二模态扰动的增长率显著上升。本文对比了单位雷诺数一致的两种流场条件下(即流场2、3)的测量结果(表4)。就钝锥模型而言，相比流场2(马赫数8．1)，流场3(马赫数6．3)条件下的边界层更容易转捩;就平板模型而言，当攻角为4°时，与钝锥的规律相同，低马赫数流场条件促进转捩，但当攻角为0°时，情况则颠倒过来。

3．4脉动压力系数及功率谱密度分析转捩过程伴随有脉动压力系数的显著上升，与热流信号“尖峰”产生的机理相同，间歇性涡的产生和破碎也是压力脉动量增大的原因。图6、图7给出了平板中心线的热流和脉动压力分布结果(攻角4°)，可以明显见到，伴随着转捩过程的是热流和压力脉动量的共同提升。图8给出了流场1、2、4条件下(攻角4°)x/Lp=0．765处压力功率谱密度的测量结果，其中流场1条件下该测点边界层状态为层流，流场2、4条件下该测点处于转捩过渡区。对于转捩发生的情况(流场2、4)，第二模态最大扰动大约出现在频率120～150kHz的范围，且流场2、4对应的频带相差无几，而层流条件下(流场1)未见明显的第二模态扰动。

4结束语

通过在中国空气动力研究与发展中心的FD-14A风洞中开展高超声速钝锥和平板边界层转捩测量试验，基于对试验结果的分析，得到以下主要结论:1)在0°到10°的攻角范围内，攻角越大，钝锥迎风中心线和背风中心线边界层转捩起始位置均前移，且背风中心线前移的幅度更大;相比零攻角，有攻角条件下平板边界层更易转捩。2)在来流马赫数不变的条件下，随着来流单位雷诺数的增加，钝锥边界层和平板边界层的转捩位置均前移，但钝锥边界层的转捩位置在单位雷诺数从2．6×107m－1增大到4．4×107m－1时变化微小。3)若单位雷诺数相同，较低马赫数来流条件下，边界层更容易转捩。4)平板边界层脉动压力系数随着转捩过程与热流具有相同的增长趋势。5)平板边界层转捩过程可见明显的第二模态不稳定波，集中在120～150kHz频率范围。未来工作将深入自由来流湍流噪声的测量研究，并对钝锥边界层脉动压力特性进行散点式测量，从而完善对高超声速边界层转捩图景的认识。

参考文献

［1］BeckwithIE．DevelopmentofahighReynoldsnumberquiettunnelfortransitionresearch［J］．AIAAJournal，1975，13(3):300－306．

［2］MunozF，HeitmannD，RadespielR．InstabilitymodesinboundarylayersofaninclinedconeatMach6［C］．The42ndAIAAFluidDynamicsConferenceandExhibit，NewOrleans，Louisiana，June25－28，2012．

［3］韩健．高超声速尖锥边界层流动稳定性的子波分析与互双谱分析［D］．天津:天津大学，2010．［HanJian．Waveletanalysisandcrossbispectrumanalysisofflowinstabilityforhypersonicsharpconeboundarylayer［D］．Tianjin:TianjinUniversity，2010．］

［4］张扣立，常雨，孔荣宗，等．温敏漆技术及其在边界层转捩测量中的应用［J］．宇航学报，2013，34(6):860－865．［ZhangKou-li，ChangYu，KongRong-zong，etal．Temperaturesensitivepainttechniqueanditsapplicationinmeasurementofboundarylayertransition［J］．JournalofAstronautics，2013，34(6):860－865．］

［5］AndersonJD．Hypersonicandhigh-temperaturegasdynamics［M］．Reston，Virginia:AIAA，2006．

［6］MuirJF，TrujilloAA．Experimentalinvestigationoftheeffectsofnosebluntness，freestreamReynoldsnumber，andangleofattackonconeboundarylayertransitionataMachnumberof6［C］．AIAA10thAerospaceSciencesMeeting，SanDiego，California，January17－19，1972．

［7］DhawanS，NarasimhaR．Somepropertiesofboundarylayerflowduringthetransitionfromlaminartoturbulentmotion［J］．JournalofFluidMechanics，1957，3(4):418－436．

［8］HoldenM，BowerD．MeasurementsofboundarylayertransitiononconesatangleofattackforMachnumbersfrom11to13［C］．The26thAIAAFluidDynamicsConference，SanDiego，California，June9－22，1995．

［9］StetsonKF，RushtonGH．Shocktunnelinvestigationofboundary-layertransitionatMa=5．5［J］．AIAAJournal，1967，5(5):899－905．

［10］KrogmannP．AnexperimentalinvestigationoflaminarandtransitionalheattransfertoasharpslenderconeatMa=5［C］．AIAA8thAerodynamicTestingConference，Bethesda，Maryland，July8－10，1974．

［11］StetsonKF，ThompsonER，DonaldsonJC．LaminarboundarylayerstabilityexperimentsonaconeatMach8，part3:sharpconeatangleofattack［C］．AIAA23rdAerospaceSciencesMeeting，Reno，Nevada，January4－17，1985．

［12］StetsonKF．Hypersoniclaminarboundarylayertransition，part2:Mach6experimentsoftransitiononaconeatangleofattack［R］．AFWAL-TR-3089，1986．

［13］HorvathTJ，BerrySA，HollisBR，etal．BoundarylayertransitiononslenderconesinconventionalandlowdisturbanceMach6windtunnels［C］．The32ndAIAAFluidDynamicsConferenceandExhibit，St．Louis，Missouri，June24－27，2002．

［14］StetsonKF，KimmelRL．Unit-Reynolds-numbereffectsonboundary-layertransition［J］．AIAAJournal，1993，31(1):195－196．

［15］StetsonKF，KimmelRL．Onhypersonicboundarylayerstability［C］．The30thAerospaceSciencesMeetingandExhibit，Reno，Neveda，January6－9，1992。

高超声速范文第9篇

该项目受欧盟资助，名为“高超声速变形舱段救生系统”（Hypmoces），为期两年，合同总金额为1.1亿美元，由西班牙火卫二航天制造公司（Deimos）、意大利Aviospace公司、德国航空航天中心（DLR）和法国航空航天研究院（ONERA）联合开展。 Hypmoces项目与德国航空航天中心开展的“太空航班”（SpaceLiner）项目密切相关。“太空航班”项目旨在研发一种类航天飞机的亚轨道乘员飞行器，采用液氢/氧火箭发动机垂直起飞，以马赫数12的速度抵达70千米高的亚轨道高空后，可重复使用的助推段将与搭载乘员的轨道器分离，最终，轨道器以滑翔方式安全着陆在常规跑道。“太空航班”每次可搭载50名乘客，并能在2小时内从欧洲飞往澳大利亚。 在飞行过程中，由于高超声速乘员飞行器速度将达到马赫数几十以上，这需要确保乘员能够在难以想象的高温环境下逃生。Hypmoces项目开发的救生舱能够通过改变外形适应这种飞行环境，帮助乘员安全逃生。Hypmoces救生舱长17米，重38吨，包含了可容纳50个乘员的座舱。整个救生舱将被装载到轨道器内。 Hypmoces团队曾提出两个研发概念。一种方案是在救生舱机体下部外装载侧壁，侧壁通过充气，使得救生舱具备升力体外形，提高其升阻比。位于舱体后部的小型方向舵用于控制方向稳定性，一对类似美国X-37B轨道飞行器的襟翼用于提供飞行控制。另外一种方案就比较传统，即在舱体的外底部安装大型后掠翼。 最终，研究团队选择了前一种方案；与后者相比，可充气设计方案更加简洁、更轻、更简单、便于部署。每个侧壁大约1165千克，并由多个纤维层组成，包含了Nextel陶瓷纤维、氧化铝纤维，Pyrogel隔热层，T300J碳化纤维等。这种构造使得可充气侧壁更加柔韧，但在高超声速环境下又足够稳定，能够形成一个坚韧且稳定的热防护层，且不需花费大量电力充气。根据设计方案，侧壁充气后，将使得救生舱的升阻比提高12%，确保救生舱能够滑翔至救援地点，并通过减少舱体所承受的摩擦热量提高内部乘员的舒适度。项目进展

目前，该项目的研究团队已完成了侧壁充气机的需求方案的研究，明确了高度/马赫的包线，以及降落伞回收系统的限定因素，正在设计机电飞行控制传动装置和反应控制系统推进装置。据研究人员称，Hypmoces所采用的可充气技术也可用于其他领域，如美国国家航空航天局（NASA）为重型载荷着陆火星所研发的“高超声可变性空气动力减速器”。欧洲研究高超声速空天飞机救生系统

杜彦昌

据美国《航空航天技术周刊》2015年10月30日报道，欧洲将于2015年11月完成高超声速乘员飞行器救生系统的概念设计。根据该概念，高超声速飞行器在飞行过程中发生意外时，外形可变的救生舱能够弹射而出，然后充气膨胀，并滑翔降落，最终通过降落伞安全降落至海面，确保内部乘员安全。项目简介

该项目受欧盟资助，名为“高超声速变形舱段救生系统”（Hypmoces），为期两年，合同总金额为1.1亿美元，由西班牙火卫二航天制造公司（Deimos）、意大利Aviospace公司、德国航空航天中心（DLR）和法国航空航天研究院（ONERA）联合开展。 Hypmoces项目与德国航空航天中心开展的“太空航班”（SpaceLiner）项目密切相关。“太空航班”项目旨在研发一种类航天飞机的亚轨道乘员飞行器，采用液氢/氧火箭发动机垂直起飞，以马赫数12的速度抵达70千米高的亚轨道高空后，可重复使用的助推段将与搭载乘员的轨道器分离，最终，轨道器以滑翔方式安全着陆在常规跑道。“太空航班”每次可搭载50名乘客，并能在2小时内从欧洲飞往澳大利亚。 在飞行过程中，由于高超声速乘员飞行器速度将达到马赫数几十以上，这需要确保乘员能够在难以想象的高温环境下逃生。Hypmoces项目开发的救生舱能够通过改变外形适应这种飞行环境，帮助乘员安全逃生。Hypmoces救生舱长17米，重38吨，包含了可容纳50个乘员的座舱。整个救生舱将被装载到轨道器内。 Hypmoces团队曾提出两个研发概念。一种方案是在救生舱机体下部外装载侧壁，侧壁通过充气，使得救生舱具备升力体外形，提高其升阻比。位于舱体后部的小型方向舵用于控制方向稳定性，一对类似美国X-37B轨道飞行器的襟翼用于提供飞行控制。另外一种方案就比较传统，即在舱体的外底部安装大型后掠翼。 最终，研究团队选择了前一种方案；与后者相比，可充气设计方案更加简洁、更轻、更简单、便于部署。每个侧壁大约1165千克，并由多个纤维层组成，包含了Nextel陶瓷纤维、氧化铝纤维，Pyrogel隔热层，T300J碳化纤维等。这种构造使得可充气侧壁更加柔韧，但在高超声速环境下又足够稳定，能够形成一个坚韧且稳定的热防护层，且不需花费大量电力充气。根据设计方案，侧壁充气后，将使得救生舱的升阻比提高12%，确保救生舱能够滑翔至救援地点，并通过减少舱体所承受的摩擦热量提高内部乘员的舒适度。项目进展

高超声速范文第10篇

美国国防部的2017财年预算申请中，将用于高超声速研究的经费增加了50%，美国空军也打算在未来几年试验高超声速导弹。美国国防部的高超声速研究由来已久，从过去的X-15火箭飞机计划到波音公司的X-51超燃冲压喷气式验证机项目，再到现在的洛克希德・马丁公司的“猎鹰”HTV-2计划、雷声公司的高超声速空气喷气式武器概念项目以及DARPA向雷声公司与洛克希德・马丁公司分别投入了2000万美元和2400万美元的战术助推滑翔计划。

雷声公司也投入了几千万美元自有资金，用于当前的高超声速研究。公司目前正在开发2种高超声速导弹：一种是助推滑翔导弹系统，它搭乘火箭进入太空之后再入大气层，以高达每小时22500千米的速度向目标滑翔；另外一种是类似于采用_压喷气式发动机的导弹，从空气中汲取氧气，以马赫数10的速度飞向目标。助推滑翔导弹系统所面临的主要挑战据称是滑翔体本身的材料、稳定性控制和空气动力学问题，而超燃冲压导弹所面临的主要挑战则是发动机及其工作时间。

洲际弹道导弹沿着弹道飞行，朝着目标垂直落下，而巡航导弹则与之不同，能够控制飞越防空系统的路径，在某些情况下还能够潜入雷达覆盖的地区。能够以高超声速打击就有迅速突破先进防空系统的独特优势。

高超声速技术引起了广泛的关注。美国海军正在考虑以战术助推滑翔导弹装备其舰艇，兰德公司的一份2014年的报告提到高超声速技术可以用于未来的核武器。美国国防部负责研究和工程的助理国防部长斯蒂芬・威尔比说，美国此时此刻的高超声速计划都是纯粹聚焦于常规载荷的技术开发项目，在预算中没有与高超声速核武器相关的项目。他还说，虽然美国也正在花费更多资金对洲际弹道导弹进行现代化改造，但是与高超声速计划是两码事。雷声公司的发言人在回答有关潜在的载荷问题时说，公司目前执行的高超声速计划只是聚焦于推进支持高超声速飞行的技术，那些技术的最终应用要由作为客户的美国政府去回答。

高超声速研究的最终目标，美国军方的多位领导人都说不是核导弹，而是可重复使用的喷气式飞机。美国空军负责科学、技术和工程的副助理部长戴维・沃克说这是一项长期计划，他给出的美国空军高超声速研究路线图包括2020年左右可快速发射的战术打击导弹，2030年左右的能够纵深打击高价值目标的ISR飞机和最终在2040年之前投入使用的ISR/攻击飞机。美国军方将高超声速飞机视为应对能力更强雷达的方法之一，DARPA的一位人士说，美国的隐身方式已经开始失去优势，高超声速能够提供另外的优势。

高超声速的速度优势已经引发了防止核扩散团体人士的担忧，他们认为高超声速提升了核冲突的风险。物理学家马克・古布鲁德说，美国高超声速武器似乎合理的应用是对俄罗斯和中国先发制人的战略打击，因此核僵局已经存在，离战争更近了。美国的前国防部长威廉・佩里认为，敌人无法知道飞过的巡航导弹携带的是常规弹头还是核弹头，他说如果他看到巡航导弹飞过的话，必然会认为是核武器。卡内基基金会核政策项目的一位合作人士说，中国的一些分析者猜想美国正在寻求在首次打击中消除北京核威慑的能力，如果华盛顿成功地开发了高超声速导弹的话，北京对于自身核威慑的信心就会削弱。他还说，一些中国人正在讨论，北京在其核武库面对新的常规威胁的情况下，是否应该改变无条件不首先使用核武器的政策。中国也在进行高超声速巡航导弹的开发，并且已经进行了多次试验，俄罗斯和印度也计划在2017年测试其能够达到马赫数7的“布拉莫斯-Ⅱ”高超声速巡航导弹。