唐 碩，龔春林，陳 兵

(1.西北工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院, 西安 710072； 2. 陜西省空天飛行器設(shè)計(jì)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710072)

0 引 言

隨著空間控制利用及空間活動(dòng)的頻繁開展，對(duì)航天運(yùn)輸系統(tǒng)提出了“快速、機(jī)動(dòng)、可靠、廉價(jià)”的需求，包括：迅速部署、重構(gòu)、擴(kuò)充和維護(hù)航天體系的能力；機(jī)動(dòng)靈活的迅速反應(yīng)能力；安全、可靠進(jìn)出空間的能力；以及大幅降低航天運(yùn)輸成本的能力。重復(fù)使用運(yùn)載器(Reusable launch vehicle，RLV)是滿足這些需求和能力目標(biāo)的主要技術(shù)途徑之一。吸氣式組合動(dòng)力裝置綜合利用多種發(fā)動(dòng)機(jī)的優(yōu)勢(shì)，在保證全空域、全速域應(yīng)用的同時(shí)，可大幅提高有效比沖。

火箭基組合循環(huán)(Rocket-based combined cycle,RBCC)、渦輪基組合循環(huán)(Turbine based combined cycle,TBCC)、預(yù)冷類和三組合等組合動(dòng)力及運(yùn)載器概念已成為航天運(yùn)輸領(lǐng)域重點(diǎn)發(fā)展方向，當(dāng)前的研究已經(jīng)涵蓋從關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)到飛行器集成等諸多方面。

20世紀(jì)80年代，由于NASP(National aerospace plane)計(jì)劃的開展[1]，吸氣式高超聲速推進(jìn)技術(shù)有了充足的發(fā)展，包括熱防護(hù)、進(jìn)氣道設(shè)計(jì)以及超聲速燃燒等。90年代，在NASP計(jì)劃結(jié)束之后，NASA馬歇爾航天飛行中心發(fā)起了ASTP(Advanced space transportation program)計(jì)劃[2]，研究?jī)?nèi)容涉及不同馬赫數(shù)下氫燃料、碳?xì)淙剂匣螂p燃料推進(jìn)循環(huán)系統(tǒng)的開發(fā)。此外，該計(jì)劃資助了多項(xiàng)RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)研究，并針對(duì)多種RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)開展地面試驗(yàn)驗(yàn)證。在ASTP計(jì)劃第一階段完成之后，NASA繼續(xù)推進(jìn)RBCC技術(shù)研究，典型的包括Boeing公司Phantom工作室設(shè)計(jì)的X- 43B飛行器[3]。2003年底，美國(guó)將研究重點(diǎn)轉(zhuǎn)移到重返月球和登陸火星的任務(wù)上去，完成了對(duì)組合循環(huán)推進(jìn)的技術(shù)研究，轉(zhuǎn)向以組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的應(yīng)用研究。在動(dòng)力系統(tǒng)的應(yīng)用研究中，美國(guó)先后提出了各種基于RBCC的高超聲速運(yùn)載器概念，有佐治亞理工大學(xué)的單級(jí)入軌高超聲速運(yùn)載器Lazarus[4]，NASA為降低成本設(shè)計(jì)的Stargazer兩級(jí)入軌運(yùn)載器[5]，SEI(SpaceWorks Engineering Institute)面向軍事應(yīng)用設(shè)計(jì)的單級(jí)入軌運(yùn)載器Xcalibur[6]和兩級(jí)入軌運(yùn)載器Sentinel[7]，以及空軍科學(xué)辦公室委托Astrox公司設(shè)計(jì)的兩級(jí)入軌高超聲速運(yùn)載器等[8]。

英國(guó)目前主要傾向發(fā)展預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)(參見(jiàn)SKYLON計(jì)劃)，正在進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的攻關(guān)[9]。“佩刀”發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)也得到了NASA的重視，2015年NASA研究報(bào)告稱正在開展此項(xiàng)技術(shù)的評(píng)估[10]。

德國(guó)宇航中心、意大利航天中心等在LAPCAT計(jì)劃中開展了大量RBCC和TBCC的論證研究，重點(diǎn)關(guān)注煤油和氫燃料組合動(dòng)力系統(tǒng)一次火箭和支板噴射的技術(shù)攻關(guān)[11]。

日本在此領(lǐng)域取得了不少實(shí)質(zhì)性的成果，日本宇宙航空研究開發(fā)機(jī)構(gòu)制定了RBCC、TBCC、預(yù)冷渦輪等技術(shù)的2025發(fā)展規(guī)劃，要在近期進(jìn)行RBCC模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)飛行驗(yàn)證，并傾向于優(yōu)先發(fā)展RBCC運(yùn)載器[12]。

澳大利亞昆士蘭大學(xué)在國(guó)防科技組織(Defense Science and Technology Organization,DSTO)和美國(guó)空軍支持下，開展了HiFIRE高超聲速技術(shù)飛行試驗(yàn)研究[13]，并發(fā)展了SCRAMSPACE計(jì)劃，為今后的吸氣式組合動(dòng)力運(yùn)載器提供技術(shù)儲(chǔ)備，提出并論證了多種百公斤級(jí)小規(guī)模RBCC運(yùn)載器方案[14]。

國(guó)內(nèi)以天地往返運(yùn)輸為目標(biāo)牽引，開展了組合動(dòng)力及運(yùn)載器技術(shù)研究。從“十五”起開展了RBCC、TBCC、SABRE、脈沖爆震等組合動(dòng)力及運(yùn)載器的論證和研究工作。通過(guò)多年的探索，深入研究了這些動(dòng)力形式的特點(diǎn)。

綜合比較，組合動(dòng)力不僅具有性能優(yōu)勢(shì)，而且工程實(shí)現(xiàn)性好，是發(fā)展RLV的理想動(dòng)力之一。在可以預(yù)計(jì)的時(shí)間段內(nèi)，性能和使用靈活性優(yōu)勢(shì)也使得組合動(dòng)力成為實(shí)現(xiàn)單級(jí)入軌的必然途徑，是當(dāng)前國(guó)內(nèi)研究的熱點(diǎn)。

本文針對(duì)組合動(dòng)力空天飛行器的主要問(wèn)題和關(guān)鍵技術(shù)展開分析，明確各類關(guān)鍵技術(shù)的難點(diǎn)、研究現(xiàn)狀和未來(lái)發(fā)展方向。組合發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)雖然是該類飛行器的首要關(guān)鍵技術(shù)，但不同組合動(dòng)力系統(tǒng)的關(guān)鍵技術(shù)均有所區(qū)別，因此，本文關(guān)注組合動(dòng)力空天飛行器存在的共性關(guān)鍵技術(shù)，不討論具體的發(fā)動(dòng)機(jī)問(wèn)題。

1 總體概念與問(wèn)題分析

1.1 組合動(dòng)力的類型

通過(guò)對(duì)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)、沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)、渦輪機(jī)等獨(dú)立推進(jìn)單元不同程度、不同方式的集成，可以獲得不同形式的組合動(dòng)力。具有代表性的包括RBCC、TBCC、空氣渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)、三組合發(fā)動(dòng)機(jī)和預(yù)冷類發(fā)動(dòng)機(jī)等(如圖1)。

組合動(dòng)力技術(shù)的研發(fā)難度大，現(xiàn)階段的技術(shù)成熟度低，許多關(guān)鍵技術(shù)有待于進(jìn)一步的攻關(guān)，關(guān)于何種組合動(dòng)力形式更適合于天地往返飛行器，國(guó)際上也沒(méi)有達(dá)成共識(shí)。但他們均可部分或完全滿足天地往返飛行需求。

1.2 組合動(dòng)力飛行器的任務(wù)特點(diǎn)

組合動(dòng)力空天飛行器一般通過(guò)單級(jí)或兩級(jí)入軌的方式實(shí)現(xiàn)低成本天地往返運(yùn)輸。圖2為水平起降、兩級(jí)入軌RBCC空天飛行器的典型任務(wù)剖面。

組合動(dòng)力空天飛行器的任務(wù)特點(diǎn)可歸納為：

1)飛行包線寬。飛行器從地面水平起飛，直至加速至Ma6以上，分離高度一般在30 km以上，飛行器的飛行包線寬，在飛行過(guò)程中經(jīng)歷復(fù)雜的力/熱環(huán)境。

2)機(jī)身尺度大。為了保證載荷的有效入軌，空天飛行器的機(jī)身長(zhǎng)度一般可達(dá)數(shù)十米甚至一百米以上，大尺度下的內(nèi)/外流耦合、地面試驗(yàn)驗(yàn)證和機(jī)身彈性導(dǎo)致的多場(chǎng)耦合問(wèn)題嚴(yán)重，給組合動(dòng)力空天飛行器的設(shè)計(jì)帶來(lái)極大的挑戰(zhàn)。

3)外形復(fù)雜。為了保證全包線下的飛行性能，要求飛行器的升阻比和推阻性能滿足一定要求，所以飛行器氣動(dòng)外形和發(fā)動(dòng)機(jī)高度一體化設(shè)計(jì)，扁平化、翼/身融合和機(jī)身/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化是該類飛行器的典型設(shè)計(jì)特點(diǎn)。然而，復(fù)雜的氣動(dòng)布局給飛行器設(shè)計(jì)和制導(dǎo)控制帶來(lái)了極大的挑戰(zhàn)。

2 關(guān)鍵技術(shù)

寬包線飛行、大尺度機(jī)身和復(fù)雜氣動(dòng)布局是組合動(dòng)力空天飛行器的典型特征。為了實(shí)現(xiàn)組合動(dòng)力空天飛行器的工程化研制，需要突破一系列的關(guān)鍵技術(shù)。主要的共性關(guān)鍵技術(shù)包括：氣動(dòng)布局技術(shù)；機(jī)體/推進(jìn)一體化技術(shù)；熱防護(hù)與熱管理技術(shù)；制導(dǎo)技術(shù)；控制技術(shù)；地面和飛行試驗(yàn)技術(shù)。

2.1 寬域氣動(dòng)布局技術(shù)

2.1.1技術(shù)難點(diǎn)分析

由于組合動(dòng)力空天飛行器飛行包線寬，氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)無(wú)固定設(shè)計(jì)點(diǎn)，此外，布局設(shè)計(jì)需要滿足整個(gè)飛行包線內(nèi)的升力匹配和推阻特性，并保證全速域段的穩(wěn)定性問(wèn)題。主要的技術(shù)難點(diǎn)包括：

1)寬包線下的升力匹配。為滿足正常的水平起降，飛行器機(jī)翼面積大，以滿足低速段的起飛升力要求。但在高速飛行段，由于飛行器機(jī)翼面積大，小攻角飛行或氣流擾動(dòng)引起的攻角調(diào)整均會(huì)產(chǎn)生較大的升力變化，導(dǎo)致爬升率過(guò)高，飛行器極易飛出飛行走廊。

2)寬包線下的飛行器穩(wěn)定性。隨著飛行速度的增加，飛行攻角不斷調(diào)整，焦點(diǎn)位置不斷改變，且隨著燃料的消耗，飛行器的質(zhì)心不斷偏離滿載狀態(tài)的位置，氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)需要綜合考慮氣動(dòng)性能和穩(wěn)定性問(wèn)題。

3)寬包線低阻氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)技術(shù)。由于機(jī)身內(nèi)部的裝載要求，以及低速的起飛問(wèn)題，飛行器在高速段的零升阻力大。為了降低飛行器的氣動(dòng)阻力，扁平化的翼身融合布局逐漸成為主流形式，但對(duì)于寬速域飛行的組合動(dòng)力空天飛行器，無(wú)固定設(shè)計(jì)點(diǎn)，復(fù)雜低阻外形的參數(shù)化描述復(fù)雜，難以通過(guò)傳統(tǒng)的布局設(shè)計(jì)思想實(shí)現(xiàn)飛行性能的整體最優(yōu)。

2.1.2研究現(xiàn)狀

20世紀(jì)70年代至80年代初，蘭利研究中心開始致力于氣動(dòng)外形與發(fā)動(dòng)機(jī)一體化技術(shù)的研究，并首次提出了高超聲速飛行器氣動(dòng)外形與發(fā)動(dòng)機(jī)一體化布局的概念[15]。

Fajikawa等[16]對(duì)兩級(jí)入軌RBCC運(yùn)載器進(jìn)行了多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)，在氣動(dòng)模塊通過(guò)工程估算法來(lái)計(jì)算樣本點(diǎn)氣動(dòng)特性并建立了徑向基函數(shù)(Radial based function,RBF)代理模型，最后利用模擬退火算法來(lái)獲取全局最優(yōu)外形。Atsushi等[17]基于三維Euler方程以及序列二次規(guī)劃算法對(duì)巡航點(diǎn)處的高超聲速飛行器外形進(jìn)行了優(yōu)化，優(yōu)化時(shí)將亞聲速、跨聲速兩個(gè)設(shè)計(jì)點(diǎn)的氣動(dòng)性能作為約束條件，同時(shí)也考慮了防熱、結(jié)構(gòu)等其它學(xué)科約束，得到了較為理想的構(gòu)型。Ahuja等[18]通過(guò)高速面元法求解巡航式高超聲速飛行器的氣動(dòng)特性，并利用準(zhǔn)一維流來(lái)模擬發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流，實(shí)現(xiàn)了氣動(dòng)、推進(jìn)、結(jié)構(gòu)學(xué)科的匹配優(yōu)化。車競(jìng)[19]以吸氣式高超聲速巡航飛行器為研究對(duì)象，利用多目標(biāo)遺傳算法，以巡航飛行階段的氣動(dòng)力、氣動(dòng)熱、雷達(dá)散射截面等作為優(yōu)化目標(biāo)，對(duì)高超聲速飛行器氣動(dòng)布局的機(jī)身與機(jī)翼分別進(jìn)行單獨(dú)優(yōu)化和總體優(yōu)化。李曉宇等[20]對(duì)吸氣式高超聲速飛行器進(jìn)行參數(shù)化建模，采用高精度計(jì)算流體力學(xué)(Computation fluid dynamics,CFD)方法建立了氣動(dòng)響應(yīng)面近似模型，并結(jié)合遺傳算法獲得了不同優(yōu)化目標(biāo)的優(yōu)化外形。陳兵[21]總結(jié)了吸氣式高超聲速飛行器的一體化設(shè)計(jì)與分析方法，運(yùn)用多點(diǎn)優(yōu)化的手段對(duì)寬速域RBCC運(yùn)載器的外形進(jìn)行了分部件優(yōu)化與整機(jī)優(yōu)化，最后通過(guò)彈道驗(yàn)證，證明了優(yōu)化方案的優(yōu)越性，但在整機(jī)優(yōu)化時(shí)未使用基于N-S方程的三維CFD分析。

當(dāng)前，氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)研究中，對(duì)組合動(dòng)力飛行器復(fù)雜外形的參數(shù)化描述能力有限，優(yōu)化中氣動(dòng)性能的分析精度較低，全機(jī)外形優(yōu)化時(shí)考慮的約束難以真實(shí)反應(yīng)其他學(xué)科的需求，嚴(yán)重制約組合動(dòng)力飛行器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)的發(fā)展。

2.1.3發(fā)展途徑和方向

氣動(dòng)外形需要保證基本的氣動(dòng)性能和裝載特性，同時(shí)還要權(quán)衡動(dòng)力、防熱等學(xué)科之間的設(shè)計(jì)矛盾。未來(lái)的發(fā)展途徑和方向主要包括：

1)復(fù)雜氣動(dòng)外形的參數(shù)化。通過(guò)合理的參數(shù)控制飛行器的氣動(dòng)外形，是實(shí)現(xiàn)寬速域氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)的首要關(guān)鍵技術(shù)，利用盡可能少的參數(shù)描述盡可能復(fù)雜的氣動(dòng)外形，是未來(lái)寬包線氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)成敗的關(guān)鍵。

2)代理模型技術(shù)。復(fù)雜氣動(dòng)外形的設(shè)計(jì)需要高擬真度的計(jì)算結(jié)果作為支撐，為了保證優(yōu)化效率，基于高擬真度計(jì)算結(jié)果的代理模型技術(shù)是未來(lái)組合動(dòng)力空天飛行器氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)的一種重要途徑。發(fā)展樣本的高擬合代理模型和加點(diǎn)策略是寬包線氣動(dòng)布局優(yōu)化設(shè)計(jì)的重要技術(shù)。

3)基于多學(xué)科的氣動(dòng)外形優(yōu)化技術(shù)。組合動(dòng)力空天飛行器的氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)無(wú)法單獨(dú)利用氣動(dòng)性能加以量化，需要綜合考慮多學(xué)科的約束，通過(guò)總體性能對(duì)外形設(shè)計(jì)結(jié)果的好壞加以評(píng)估。因此，開展基于多學(xué)科的氣動(dòng)外形優(yōu)化，可更加全面的考慮設(shè)計(jì)約束和目標(biāo)函數(shù)，是未來(lái)寬包線復(fù)雜組合動(dòng)力空天飛行器氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)的發(fā)展趨勢(shì)。

2.2 機(jī)體/推進(jìn)一體化技術(shù)

2.2.1技術(shù)難點(diǎn)分析

為了滿足高速段吸氣式動(dòng)力的推阻匹配問(wèn)題，需要采用機(jī)體/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)，縮減飛行器的橫截面積，以減小飛行器的氣動(dòng)阻力。組合動(dòng)力空天飛行器機(jī)體/推進(jìn)一體化的技術(shù)難點(diǎn)包括：

1)寬包線飛行器和發(fā)動(dòng)機(jī)的高效匹配設(shè)計(jì)。前體/進(jìn)氣道、隔離段、燃燒室和后體尾噴管等是機(jī)體/推進(jìn)一體化的主要部件，為保證寬包線下的一體化性能，各部件的設(shè)計(jì)一般遵循不同的準(zhǔn)則，因此，各部件之間的集成和匹配是機(jī)體/推進(jìn)一體化需要重點(diǎn)考慮的技術(shù)難點(diǎn)之一。

2)內(nèi)外流耦合作用機(jī)理。外流和發(fā)動(dòng)機(jī)之間一般通過(guò)隔離段中的激波串實(shí)現(xiàn)流場(chǎng)匹配，對(duì)于寬包線飛行的一體化外形，由于外流和內(nèi)流的流動(dòng)特征不斷改觀，內(nèi)外流之間的耦合關(guān)系也隨之不斷調(diào)整，耦合作用機(jī)理復(fù)雜，是機(jī)體/推進(jìn)一體化的另一個(gè)技術(shù)難點(diǎn)。

3)多物理場(chǎng)耦合及其對(duì)一體化性能的影響。大尺度機(jī)身的低剛度問(wèn)題難免會(huì)引起機(jī)身結(jié)構(gòu)的變形和振動(dòng)，物面的結(jié)構(gòu)變形和振動(dòng)又會(huì)影響一體化性能。在高動(dòng)壓和高熱流影響下，非線性現(xiàn)象明顯，進(jìn)一步加劇了多物理場(chǎng)耦合問(wèn)題的復(fù)雜性。

2.2.2研究現(xiàn)狀

早在20世紀(jì)60年代，Thomas等[22]就對(duì)機(jī)身和推進(jìn)系統(tǒng)的相互作用問(wèn)題進(jìn)行研究，分析了在不同的外形尺寸下飛行器的氣動(dòng)性能和推進(jìn)性能，此后，NASA蘭利研究中心的Johnston等[23]對(duì)機(jī)身和發(fā)動(dòng)機(jī)流場(chǎng)的相互作用問(wèn)題作了進(jìn)一步的研究，并重點(diǎn)關(guān)注在非設(shè)計(jì)點(diǎn)狀態(tài)下的穩(wěn)定性問(wèn)題。Keith[24]采用CFD和一維流相結(jié)合的方法研究了氣動(dòng)/推進(jìn)的耦合分析方法，通過(guò)引入特征線法計(jì)算擾動(dòng)的傳播問(wèn)題，并通過(guò)時(shí)間步迭代完成氣動(dòng)/推進(jìn)耦合界面的匹配。Malcolm等[25]和William等[26]采用試驗(yàn)手段研究了進(jìn)氣道和燃燒室之間的數(shù)據(jù)匹配問(wèn)題，Denny等[27]基于NS方程求解和零維發(fā)動(dòng)機(jī)模型研究了F-16、F-18和A-10等飛機(jī)進(jìn)氣道和發(fā)動(dòng)機(jī)的耦合問(wèn)題， Scott等[28]針對(duì)F16戰(zhàn)機(jī)，利用數(shù)值方法分析了寬包線下外流和進(jìn)氣道、發(fā)動(dòng)機(jī)等內(nèi)部流場(chǎng)之間的耦合問(wèn)題。

吸氣式飛行器存在嚴(yán)重的熱氣動(dòng)彈性問(wèn)題，隨著一體化耦合機(jī)理研究的深入，研究人員認(rèn)識(shí)到機(jī)身的彈性變形和氣動(dòng)熱問(wèn)題對(duì)機(jī)體/推進(jìn)一體化問(wèn)題的影響顯著，開展了氣動(dòng)彈性和氣動(dòng)熱彈性問(wèn)題對(duì)內(nèi)外流耦合影響的研究。Jack[29]研究了在高超聲速流動(dòng)中的氣動(dòng)彈性和熱氣動(dòng)彈性行為， Adam等[30]研究了高超聲速流動(dòng)中熱氣彈問(wèn)題的流場(chǎng)、熱場(chǎng)和結(jié)構(gòu)場(chǎng)之間的耦合問(wèn)題。針對(duì)氣動(dòng)彈性與吸氣式飛行器機(jī)體/推進(jìn)一體化的耦合問(wèn)題， Andrew等[31]建立了氣動(dòng)彈性與一體化的分析模型，并采用CFD和工程估算相結(jié)合的方法研究了一體化構(gòu)型在氣動(dòng)彈性影響下的響應(yīng)特性，明確了機(jī)身彈性變形對(duì)一體化性能的影響，相關(guān)工具可用于吸氣式機(jī)體/推進(jìn)一體化飛行器的動(dòng)力學(xué)特性分析。

機(jī)體/推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)中進(jìn)氣道等部件一般基于固定設(shè)計(jì)點(diǎn)加以設(shè)計(jì)，難以滿足組合動(dòng)力空天飛行器的寬包線飛行任務(wù)。內(nèi)外流耦合特性復(fù)雜，飛行器尺度越來(lái)越大，難以通過(guò)地面試驗(yàn)加以驗(yàn)證，進(jìn)一步加大了多尺度下的內(nèi)外流耦合作用機(jī)理研究的難度?？紤]到飛行器本身的流、固、熱耦合等因素，機(jī)體、推進(jìn)一體化的多物理場(chǎng)耦合問(wèn)題復(fù)雜，當(dāng)前學(xué)界的研究相對(duì)較少。

2.2.3發(fā)展途徑和方向

寬包線和大尺度是機(jī)體/推進(jìn)一體化研究的主要難點(diǎn)，未來(lái)的發(fā)展途徑和方向包括：

1)基于多點(diǎn)/多目標(biāo)優(yōu)化的機(jī)體/推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)。耦合問(wèn)題是大尺度機(jī)體/推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)的主要難點(diǎn)，設(shè)計(jì)過(guò)程需綜合考慮指標(biāo)分配、部件設(shè)計(jì)、部件間的匹配、性能分析與驗(yàn)證和多物理場(chǎng)耦合特性分析等，合理分配寬包線下的設(shè)計(jì)約束和目標(biāo)函數(shù)，在多評(píng)估點(diǎn)下開展機(jī)體/推進(jìn)一體化優(yōu)化設(shè)計(jì)。

2)多尺度下的內(nèi)外流耦合機(jī)理研究。開展多尺度下內(nèi)外流耦合機(jī)理問(wèn)題研究，明確不同來(lái)流下，燃燒室背壓在內(nèi)流的反向傳播機(jī)理，在不同外流條件下，內(nèi)流波系的演化、邊界層的分離和再附，以及激波-邊界層相互干擾下的波系振蕩問(wèn)題。明確不同尺度布局的內(nèi)外流耦合特性，揭示尺度效應(yīng)對(duì)內(nèi)外流耦合的影響。

3)機(jī)體/推進(jìn)一體化多物理場(chǎng)耦合作用機(jī)理研究。機(jī)體/推進(jìn)一體化的多物理場(chǎng)耦合問(wèn)題需關(guān)注不同學(xué)科間的耦合特征，主要包括內(nèi)外流耦合、外流場(chǎng)與機(jī)體彈性變形的相互影響，不同發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)下內(nèi)流場(chǎng)與機(jī)體結(jié)構(gòu)的相互作用等。通過(guò)多場(chǎng)耦合問(wèn)題研究，明確機(jī)體/推進(jìn)一體化的耦合作用機(jī)理，建立面向控制的動(dòng)力學(xué)模型，指導(dǎo)組合動(dòng)力一體化飛行器的制導(dǎo)控制技術(shù)研究。

2.3 熱防護(hù)與熱管理技術(shù)

2.3.1技術(shù)難點(diǎn)分析

飛行器的熱管理系統(tǒng)是指通過(guò)對(duì)熱能的產(chǎn)生、疏散和回收再利用全過(guò)程的管理，保證飛行器安全的系統(tǒng)。飛行器飛行過(guò)程中產(chǎn)生的熱能主要包括機(jī)體與空氣摩擦產(chǎn)生的氣動(dòng)熱，以及燃燒室中的燃燒余熱，通常需要隔熱、熱疏導(dǎo)、溫控等技術(shù)保證飛行器的安全。隨著組合動(dòng)力技術(shù)的發(fā)展，高超工程出現(xiàn)了可重復(fù)使用、寬包線任務(wù)和長(zhǎng)時(shí)巡航等需求，飛行器的熱環(huán)境更加嚴(yán)酷：1)高速飛行產(chǎn)生的氣動(dòng)熱和燃燒室燃燒產(chǎn)生的熱能巨大；2)氣動(dòng)構(gòu)型的高標(biāo)準(zhǔn)使得機(jī)體前緣和進(jìn)氣道唇口前緣非常尖銳，氣動(dòng)加熱非常劇烈，熱流密度可達(dá)兆瓦級(jí)以上[32]；3)機(jī)體/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化，使得氣動(dòng)熱和燃燒熱相互深度影響，熱管理系統(tǒng)涉及防熱、結(jié)構(gòu)、推進(jìn)等多個(gè)學(xué)科，復(fù)雜度高。

2.3.2研究現(xiàn)狀

1)防熱材料與結(jié)構(gòu)

西北工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院針對(duì)纖維增強(qiáng)聚合物防熱復(fù)合材料，建立了熱響應(yīng)、熱/力學(xué)響應(yīng)預(yù)報(bào)模型，對(duì)熱流載荷下的熱分解反應(yīng)、傳熱過(guò)程以及熱解氣體聚集引起的孔隙壓力、擴(kuò)散過(guò)程、質(zhì)量引射效應(yīng)，以及強(qiáng)熱流和力學(xué)載荷耦合作用下的剛度和強(qiáng)度衰減行為、材料損傷機(jī)理與破壞模式(見(jiàn)圖3)等問(wèn)題進(jìn)行了研究[33]。燒蝕過(guò)程會(huì)改變熱防護(hù)結(jié)構(gòu)的表面形狀，從而改變邊界層內(nèi)的氣動(dòng)特性，增加飛行器控制難度，因此，未來(lái)燒蝕型熱防護(hù)技術(shù)應(yīng)該關(guān)注極端環(huán)境下，關(guān)鍵端頭部位的粒子侵蝕、剝蝕、凹陷、溝槽等引起的燒蝕不對(duì)稱性問(wèn)題，應(yīng)該提高熱防護(hù)材料燒蝕后碳化層的力學(xué)性能，建立準(zhǔn)確的燒蝕/剝蝕耦合模型，準(zhǔn)確預(yù)報(bào)熱防護(hù)結(jié)構(gòu)的燒蝕外形。

多功能結(jié)構(gòu)是指可同時(shí)實(shí)現(xiàn)多種功能的結(jié)構(gòu)，包括承載/防熱、承載/防熱/供電、承載/防熱/振動(dòng)控制等一體化多功能結(jié)構(gòu)。西北工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院開發(fā)了一種輕質(zhì)全復(fù)合材料防隔熱/承載一體化波紋夾芯型熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，開展了全復(fù)合材料波紋夾芯一體化熱防護(hù)結(jié)構(gòu)制備技術(shù)研究，制備出的一體化熱防護(hù)結(jié)構(gòu)如圖4所示。通過(guò)地面試驗(yàn)考核發(fā)現(xiàn)，西北工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院設(shè)計(jì)的全復(fù)合材料波紋夾芯熱防護(hù)結(jié)構(gòu)兼具防熱和承載兩方面的性能，是防熱/承載一體化熱防護(hù)系統(tǒng)的理想候選方案。

2)熱能疏散與回收再利用技術(shù)

熱能疏散是指通過(guò)疏導(dǎo)、輻射、燒蝕等形式耗散熱能，基于被動(dòng)、半主動(dòng)和主動(dòng)防熱技術(shù)的特點(diǎn)，如圖5所示，西北工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院針對(duì)組合動(dòng)力飛行器構(gòu)建了熱管理系統(tǒng)初步方案，在背風(fēng)面等低溫區(qū)域采用被動(dòng)防熱方案，而高溫部位如前緣、唇口、燃燒室以及尾噴管等，采用更加高效的主被動(dòng)結(jié)合方案。

對(duì)于飛行器而言，熱能的再利用技術(shù)主要分為兩類，再生冷卻和熱電轉(zhuǎn)換技術(shù)，前者將余熱以燃料內(nèi)能的形式直接帶入推進(jìn)系統(tǒng)，轉(zhuǎn)換為推進(jìn)能，后者則將余熱轉(zhuǎn)換為電能，供給航電等系統(tǒng)。

再生冷去技術(shù)是指以燃料為冷卻工質(zhì)，流經(jīng)冷卻通道，以對(duì)流換熱的方式，吸收來(lái)自固體壁面的熱量，最后進(jìn)入燃燒室參與燃燒的技術(shù)。從余熱回收利用的角度講，現(xiàn)有的再生冷卻方案多為發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室[34]以及尾噴管等部位燃燒余熱的再利用。西北工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院針對(duì)某組合動(dòng)力飛行器，開發(fā)了機(jī)體全局的氣動(dòng)熱再生利用網(wǎng)絡(luò)，有效降低了被動(dòng)防熱系統(tǒng)質(zhì)量(30%以上)，但氣動(dòng)熱和燃燒熱再生系統(tǒng)間的耦合關(guān)系及一體化設(shè)計(jì)，再生冷卻系統(tǒng)與熱能疏散系統(tǒng)之間的相互影響機(jī)理方面，還需要大量研究。

熱電轉(zhuǎn)換技術(shù)是指將熱量轉(zhuǎn)化為電能的技術(shù)，可通過(guò)熱電材料的塞貝克效應(yīng)直接實(shí)現(xiàn)。目前，學(xué)界已經(jīng)開發(fā)出了高、中、低溫?zé)犭姴牧象w系以及相應(yīng)的熱電器件方案[35]。對(duì)于高超聲速飛行器，開發(fā)熱電轉(zhuǎn)換模塊需要考慮大溫度范圍和變化劇烈的熱環(huán)境。西北工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院針對(duì)某組合動(dòng)力飛行器，開發(fā)了熱電多功能結(jié)構(gòu)方案，利用C/SiC材料抵抗外界的氣動(dòng)加熱，熱電材料將部分熱能為電能。目前熱電轉(zhuǎn)換技術(shù)，還缺乏適應(yīng)大溫域(100 ℃～1000 ℃)高效結(jié)構(gòu)，以及承載/防熱/供電多功能結(jié)構(gòu)的開發(fā)和性能評(píng)估研究。

2.3.3發(fā)展途徑和方向

高超聲速組合動(dòng)力飛行器復(fù)雜的熱環(huán)境以及一體化設(shè)計(jì)的機(jī)體與發(fā)動(dòng)機(jī)，使得傳統(tǒng)或者單一防熱技術(shù)無(wú)法滿足設(shè)計(jì)需求，需要基于飛行器熱能的疏導(dǎo)耗散和回收再利用，開發(fā)熱管理系統(tǒng)。主要的發(fā)展途徑包括：

1)設(shè)計(jì)高效的熱能疏散系統(tǒng)，通過(guò)主被動(dòng)復(fù)合及多功能結(jié)構(gòu)等技術(shù)手段，設(shè)計(jì)出輕質(zhì)高效的熱能疏散系統(tǒng)。

2)構(gòu)建機(jī)體/發(fā)動(dòng)機(jī)熱能再利用一體化系統(tǒng)，基于氣動(dòng)熱及燃燒熱的再生利用及熱電轉(zhuǎn)換等技術(shù)，實(shí)現(xiàn)余熱回收利用，提升熱管理效率和飛行器總體能效。

3)開展熱能疏散/再利用系統(tǒng)耦合設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)飛行器熱能的高效和綜合管理。

2.4 制導(dǎo)技術(shù)

2.4.1技術(shù)難點(diǎn)分析

組合動(dòng)力空天飛行器需要經(jīng)歷沖壓上升段的飛行過(guò)程，運(yùn)載器在空氣動(dòng)力、發(fā)動(dòng)機(jī)推力以及機(jī)體姿態(tài)與軌跡之間存在很強(qiáng)的耦合關(guān)系，導(dǎo)致軌跡設(shè)計(jì)和制導(dǎo)工作存在諸多難點(diǎn)。

1)高精度制導(dǎo)技術(shù)?？仗祜w行器上升和再入過(guò)程中的飛行走廊狹窄，為保證飛行器在飛行走廊內(nèi)飛行，需要制導(dǎo)系統(tǒng)能夠高精度的跟蹤標(biāo)稱軌跡，保證飛行器在飛行走廊內(nèi)飛行。

2)飛行軌跡與制導(dǎo)的一體化技術(shù)。為了更好的滿足任務(wù)需求，在飛行過(guò)程中，飛行軌跡需要實(shí)時(shí)的優(yōu)化并調(diào)整，并在出現(xiàn)故障情況下，能實(shí)現(xiàn)自主應(yīng)急返回任務(wù)規(guī)劃。因此，需要飛行軌跡與制導(dǎo)方案的一體化設(shè)計(jì)，進(jìn)一步加劇了制導(dǎo)技術(shù)的研究難度。

3)對(duì)于組合動(dòng)力空天飛行器原發(fā)射場(chǎng)返回方案而言，制導(dǎo)相關(guān)研究尤為復(fù)雜。僅軌跡設(shè)計(jì)就有一系列問(wèn)題需要解決。例如，采用火箭模態(tài)讓運(yùn)載器在縱向平面內(nèi)轉(zhuǎn)彎的燃料不足問(wèn)題，或采用飛機(jī)類型的動(dòng)力返回導(dǎo)致運(yùn)載器系統(tǒng)更加復(fù)雜。

2.4.2研究現(xiàn)狀

組合動(dòng)力空天飛行器制導(dǎo)問(wèn)題需要結(jié)合飛行彈道，綜合考慮飛行過(guò)程中的各類約束。Chudej等[36]通過(guò)研究飛行器自身結(jié)構(gòu)與燃料質(zhì)量的關(guān)系，采用優(yōu)化方法獲得燃料最省軌跡，從而減小油箱容積。Olds等[37]在上升段采用恒定動(dòng)壓來(lái)限定飛行器加速爬升過(guò)程，并基于POST軟件中的控制器對(duì)利用恒定動(dòng)壓下的爬升軌跡進(jìn)行了跟蹤制導(dǎo)。Pescetelli等[38]利用群體智能隨機(jī)優(yōu)化算法和確定性梯度算法，獲得了考慮過(guò)程動(dòng)壓約束并以有效載荷質(zhì)量最大為優(yōu)化指標(biāo)的最優(yōu)上升段軌跡。Dalle[39]考慮加速度設(shè)計(jì)對(duì)燃料消耗的影響，比對(duì)了最大加速度與燃料最省下的上升軌跡，并提出了航跡傾角變化率的約束條件。Williams[40]研究了高超聲速導(dǎo)彈時(shí)敏區(qū)域攻擊軌跡的求解問(wèn)題，建立由超越曲線擬合而成的推力模型，利用Epsilon-Trig正則化方法對(duì)bang-bang控制問(wèn)題進(jìn)行正則化，可以通過(guò)間接方法求解bang-bang控制問(wèn)題。

王厚慶等[41]通過(guò)求解三自由度的質(zhì)點(diǎn)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程對(duì)RBCC巡航飛行器上升段的飛行軌跡和推進(jìn)劑質(zhì)量消耗進(jìn)行了分析，但是在求解軌跡方程中仍未考慮發(fā)動(dòng)機(jī)推力性能，將難以保證所設(shè)計(jì)飛行軌跡的加速過(guò)程能夠得以實(shí)現(xiàn)。呂翔等[42]提出了一種基于B樣條建立馬赫數(shù)-動(dòng)壓參考曲線，通過(guò)二分法求解攻角，用以跟蹤參考曲線的RBCC運(yùn)載器爬升軌跡設(shè)計(jì)方法。薛瑞等[43]提出了一種等動(dòng)壓爬升的軌跡設(shè)計(jì)方法，但未給出攻角的計(jì)算方式。龔春林等[44]建立了以Radau偽譜法為基礎(chǔ)、燃料最省為目標(biāo)、基于混合積分變量的全局最優(yōu)軌跡求解模型，嘗試采用優(yōu)化的方法，以獲得RBCC運(yùn)載器最優(yōu)的上升段軌跡。由于采用偽譜法對(duì)上升段軌跡進(jìn)行優(yōu)化，所得結(jié)果可能出現(xiàn)不可行點(diǎn)，因此，閆曉東等[45]使用等動(dòng)壓的制導(dǎo)方法，但是并未研究設(shè)計(jì)軌跡的可控范圍以及和其他階段軌跡的銜接條件。CHEN等[46]在考慮了控制性能的限制，推導(dǎo)了系統(tǒng)的穩(wěn)定性、跟蹤精度和魯棒性的綜合指標(biāo)，確定了具有約束和控制指標(biāo)的飛行剖面，從而設(shè)計(jì)一組上升軌跡作為跟蹤控制的候選軌跡。

當(dāng)前，高超聲速飛行器的軌跡規(guī)劃和制導(dǎo)技術(shù)研究較多，但較少考慮組合動(dòng)力多模態(tài)的工作特點(diǎn)，尤其是在模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中的軌跡跟蹤偏離問(wèn)題。

2.4.3發(fā)展途徑和方向

針對(duì)未來(lái)組合動(dòng)力空天飛行器制導(dǎo)問(wèn)題，需要重點(diǎn)解決其飛行走廊過(guò)窄的問(wèn)題，未來(lái)的發(fā)展途徑包括：

1)飛行軌跡在線優(yōu)化技術(shù)。為了更好的滿足制導(dǎo)需求，飛行過(guò)程中根據(jù)實(shí)測(cè)的飛行器位置，開展飛行軌跡的在線優(yōu)化設(shè)計(jì)，并實(shí)時(shí)的調(diào)整飛行軌跡和制導(dǎo)方案，以保證飛行性能最優(yōu)。

2)在線閉環(huán)制導(dǎo)技術(shù)。針對(duì)飛行過(guò)程中制導(dǎo)誤差累積等問(wèn)題，通過(guò)在線閉環(huán)制導(dǎo)技術(shù)的研究，實(shí)現(xiàn)制導(dǎo)指令的快速評(píng)估和改進(jìn)，保證指令的有效性和可靠性。

3)與傳統(tǒng)火箭動(dòng)力相比，由于吸氣原因，組合動(dòng)力系統(tǒng)的性能與飛行環(huán)境密切相關(guān)。為保證發(fā)動(dòng)機(jī)在最優(yōu)或者穩(wěn)定的狀態(tài)下正常工作，組合動(dòng)力空天飛行器的爬升軌跡設(shè)計(jì)采用等動(dòng)壓軌跡設(shè)計(jì)方法，即當(dāng)動(dòng)壓達(dá)到某設(shè)計(jì)常值后，保持該常值動(dòng)壓，協(xié)調(diào)飛行器加速和爬升。

2.5 控制技術(shù)

2.5.1技術(shù)難點(diǎn)分析

組合動(dòng)力空天飛行器的控制技術(shù)難點(diǎn)主要表現(xiàn)在：

1)在組合動(dòng)力天地往返飛行器一體化耦合理論建模方面，當(dāng)前的模型并沒(méi)有將一體化設(shè)計(jì)所導(dǎo)致的氣動(dòng)/推進(jìn)/結(jié)構(gòu)/控制多學(xué)科耦合機(jī)理以及一些重要的物理機(jī)理特性體現(xiàn)出來(lái)，使得分析模型存在較大不確定性。

2)在飛行動(dòng)態(tài)特性分析方面，基于精細(xì)耦合理論模型的耦合測(cè)度研究以及不確定性對(duì)飛行動(dòng)態(tài)影響的定量分析方面的研究比較欠缺。

3)在干擾抑制控制方面，控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)尚且存在一些問(wèn)題，一般在控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)完成之后，給出特定的干擾以及不確定性的大小和區(qū)間來(lái)進(jìn)行魯棒性和穩(wěn)定性的分析，這種模式設(shè)計(jì)有盲目性。

4)在控制精度和穩(wěn)定度方面，故障診斷和高可靠容錯(cuò)控制是實(shí)現(xiàn)控制系統(tǒng)工程應(yīng)用的必要措施，也是未來(lái)可重復(fù)使用空天飛行器的設(shè)計(jì)難點(diǎn)和重要發(fā)展方向。

2.5.2研究現(xiàn)狀

組合動(dòng)力空天飛行器的一體化布局以及寬速域、大空域的飛行特性，使其氣動(dòng)、RBCC動(dòng)力及結(jié)構(gòu)存在不同程度的不確定性。同時(shí)，由于一體化設(shè)計(jì)使得氣動(dòng)/推進(jìn)/結(jié)構(gòu)/控制存在不同程度的耦合。這種耦合效應(yīng)將系統(tǒng)的不確定性放大，從而使得實(shí)際飛行動(dòng)態(tài)特性偏離設(shè)計(jì)目標(biāo)，造成控制系統(tǒng)失效。X- 43A的第一次試飛失控就是由于不確定性超出了控制系統(tǒng)能夠穩(wěn)定的邊界[47]，即所設(shè)計(jì)的控制系統(tǒng)對(duì)干擾沒(méi)有達(dá)到較好的抑制效果。

在組合動(dòng)力空天飛行器的理論建模問(wèn)題中，其關(guān)鍵在于建立雙模態(tài)吸氣式高超聲速飛行器的理論模型，在這方面國(guó)內(nèi)外學(xué)者進(jìn)行了相關(guān)研究。Charez等[48]首次給出了類X-30構(gòu)型的高超聲速飛行器的縱向動(dòng)力學(xué)解析模型，并推導(dǎo)了氣動(dòng)穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)和氣動(dòng)控制導(dǎo)數(shù)的理論模型。Torrze等[49]在Schmidt模型的基礎(chǔ)上，研究了剛體和彈性體動(dòng)力學(xué)之間的耦合影響，改進(jìn)了外噴管模型，分析了其對(duì)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的影響。Torrze等[50]又提出了一種熱壅塞和亞燃超燃模態(tài)轉(zhuǎn)換性能計(jì)算方法，改進(jìn)了雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)面向控制的模型。Frendreis等[51]從結(jié)構(gòu)彈性方面進(jìn)行了若干改進(jìn)，建立了動(dòng)力學(xué)耦合模型。在國(guó)內(nèi)，李惠峰等[52]研究了高超聲速飛行器剛體/彈性體耦合動(dòng)力學(xué)模型。吳志剛等[53]研究了推力耦合下的高超聲速飛行器氣動(dòng)伺服彈性問(wèn)題。張希彬等[54]基于斜激波和普朗特邁耶理論、參考溫度法等提出了考慮氣動(dòng)/推進(jìn)/結(jié)構(gòu)的綜合建模方法。Zhang等[55]在此基礎(chǔ)上考慮彈性變形、氣動(dòng)/推進(jìn)耦合特性以及地球曲率和離心力的影響，推導(dǎo)建立了剛體/彈性體耦合的動(dòng)力學(xué)方程，從頻域?qū)︸詈嫌绊戇M(jìn)行了分析。

由于高超聲速飛行器模型具有強(qiáng)非線性、強(qiáng)耦合性和強(qiáng)不確定性等特點(diǎn)，傳統(tǒng)的基于線性模型的控制方法具有很大程度的局限性，因此，基于高超聲速飛行器非線性模型直接進(jìn)行控制器設(shè)計(jì)的控制方法得到了廣泛的探索和研究。普林斯頓大學(xué)的Marrisom等[56]提出了一種基于隨機(jī)魯棒性分析的控制器設(shè)計(jì)方法。由于高超聲速飛行器的模型具有強(qiáng)非線性性、強(qiáng)耦合性以及不確定性等特性，因此要求高超聲速飛行器的控制器設(shè)計(jì)必須具有較強(qiáng)的魯棒性。Firdman等[57]于1994年提出了高階滑?？刂?Higher-order sliding mode control, HOSMC)的概念。高階滑?？刂剖莻鹘y(tǒng)滑?？刂频耐茝V，它將不連續(xù)的反饋控制輸入作用在滑動(dòng)面變量的高階導(dǎo)數(shù)上，不僅保持了傳統(tǒng)滑?？刂频闹饕再|(zhì)，而且還具有自己獨(dú)特的優(yōu)勢(shì)，主要體現(xiàn)在抑制抖振、消除相對(duì)階的限制和提高控制精度等方面。另一方面，隨著干擾觀測(cè)器(Disturbance observer, DOB)在控制理論中的研究，使得基于DOB的控制器設(shè)計(jì)方法被應(yīng)用于帶有不確定性與干擾的線性非線性系統(tǒng)控制問(wèn)題，如干擾調(diào)和控制中的未知輸入觀測(cè)器、基于等價(jià)輸入干擾的估計(jì)器、擾動(dòng)觀測(cè)器、擴(kuò)展?fàn)顟B(tài)觀測(cè)器、不確定性與干擾估計(jì)器等。近年來(lái)，除了上述基于動(dòng)態(tài)逆的控制方法外，反步控制也是經(jīng)常被用于解決高超聲速飛行器的跟蹤控制問(wèn)題的控制方法。

2.5.3發(fā)展途徑和方向

穩(wěn)定性和可靠性是控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵，未來(lái)的空天飛行器控制技術(shù)的發(fā)展方向包括：

1)建模技術(shù)

寬包線氣動(dòng)理論模型。針對(duì)目前氣動(dòng)建模理論方法應(yīng)用于寬包線吸氣式運(yùn)載器存在的限制與不足，考慮變熱力學(xué)參數(shù)影響，提出寬域飛行的外流場(chǎng)組合建模技術(shù)，建立適應(yīng)寬包線飛行的氣動(dòng)理論模型。

(1)寬包線組合動(dòng)力模型。研究吸氣式組合動(dòng)力多模態(tài)模型及模態(tài)轉(zhuǎn)換策略，建立適應(yīng)寬包線飛行的吸氣式組合動(dòng)力理論模型。

(2)氣動(dòng)/推進(jìn)一體化精細(xì)耦合理論模型。提出內(nèi)外流一體化耦合求解策略，并根據(jù)耦合求解策略建立吸氣式運(yùn)載器氣動(dòng)/推進(jìn)寬速域一體化精細(xì)耦合理論模型。

(3)開展模型驗(yàn)證與仿真分析，在此基礎(chǔ)上，應(yīng)用靈敏度分析，結(jié)合多項(xiàng)式響應(yīng)面模型，建立寬域飛行的控制模型。

2)空天往返飛行器動(dòng)力學(xué)模型仿真測(cè)試

首先，建立寬域氣動(dòng)、推進(jìn)模型，通過(guò)CFD數(shù)值模擬及實(shí)驗(yàn)對(duì)氣動(dòng)、推進(jìn)模型進(jìn)行驗(yàn)證，獲得具有較高精度的機(jī)理模型。其次，應(yīng)用拉格朗日原理推導(dǎo)建立剛體/彈性耦合動(dòng)力學(xué)模型。最后，對(duì)空天往返飛行器的動(dòng)力學(xué)特性進(jìn)行仿真分析。

3)直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制

為了解決高空、高速和高機(jī)動(dòng)的任務(wù)需求，需要在傳統(tǒng)的氣動(dòng)舵控制基礎(chǔ)上，考慮RCS和推力矢量。通過(guò)復(fù)合控制的手段，保證組合動(dòng)力空天飛行器在全包線下的飛行控制性能。

2.6 地面和飛行試驗(yàn)技術(shù)

2.6.1技術(shù)難點(diǎn)分析

組合動(dòng)力飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)流道所涉及的部件通常有：進(jìn)氣道、隔離段、燃料噴射系統(tǒng)、燃燒室和尾噴口。其中燃燒室內(nèi)的流動(dòng)、燃燒反應(yīng)、傳熱最為復(fù)雜。燃料在燃燒室內(nèi)劇烈的燃燒釋熱對(duì)燃燒室內(nèi)的壓力產(chǎn)生劇烈擾動(dòng)。來(lái)自燃燒室的背壓擾動(dòng)會(huì)改變隔離段內(nèi)的激波結(jié)構(gòu)，并通過(guò)隔離段和進(jìn)氣道的亞音速邊界層向上游傳播?？赡芤鸶綦x段或進(jìn)氣道流動(dòng)分離甚至嚴(yán)重的會(huì)最終導(dǎo)致進(jìn)氣道不啟動(dòng)。但進(jìn)氣道和隔離段的工作狀態(tài)又對(duì)燃燒室工作狀態(tài)產(chǎn)生了決定性的影響。同時(shí)飛行器的前緣處產(chǎn)生的激波也對(duì)進(jìn)氣道性能有很大影響。

組合動(dòng)力飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)流道內(nèi)的流動(dòng)還包含了復(fù)雜的激波附面層干擾作用，以及激波之間的相互作用。這些作用與進(jìn)氣道及前緣的幾何形狀、尺寸、溫度、大氣環(huán)境等因素息息相關(guān)。不同尺度模型邊界層厚度的不同會(huì)對(duì)進(jìn)氣道工作狀態(tài)產(chǎn)生一定的影響同時(shí)對(duì)內(nèi)流道的摩擦阻力影響較大。

2.6.2研究現(xiàn)狀

1)地面試驗(yàn)

由于組合動(dòng)力空天飛行器機(jī)體與推進(jìn)系統(tǒng)高度一體化，以及飛行器各部分強(qiáng)耦合關(guān)系的特點(diǎn)。對(duì)地面實(shí)驗(yàn)提出了更高的要求。國(guó)內(nèi)外研究者在如何精確獲得飛行器氣動(dòng)力特性等一系列復(fù)雜問(wèn)題進(jìn)行了研究。我國(guó)中科院力學(xué)所還研制成功了被國(guó)際上稱為“高超巨龍”(Hyper Dragon)的JF12激波風(fēng)洞，也是國(guó)際首座可復(fù)現(xiàn)飛行條件的高超聲速風(fēng)洞[58]。

由于變馬赫數(shù)風(fēng)洞技術(shù)尚不成熟，因此風(fēng)洞試驗(yàn)主要開展固定狀態(tài)的試驗(yàn)驗(yàn)證，而分離、加速狀態(tài)下的性能驗(yàn)證可通過(guò)火箭橇試驗(yàn)實(shí)現(xiàn)，該試驗(yàn)主要通過(guò)捆綁固體助推器，使試驗(yàn)平臺(tái)在軌道上模擬試驗(yàn)器的加速過(guò)程。美國(guó)在Holloman建立名為HHSTT的火箭橇試驗(yàn)軌道，軌道長(zhǎng)15546 m，試驗(yàn)馬赫數(shù)可以達(dá)到Ma=6，開展了高超聲速火箭發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)、高雷諾數(shù)氣動(dòng)力試驗(yàn)等高超聲速飛行器試驗(yàn)[59]。國(guó)內(nèi)051基地等也對(duì)火箭橇試驗(yàn)進(jìn)行了大量研究[60]。

2)飛行試驗(yàn)

2004年X- 43A在馬赫數(shù)7和10狀態(tài)下的飛行試驗(yàn)取得了具有里程碑意義的成功[61-62]，飛行馬赫數(shù)7～10。使用飛馬座固體火箭助推器，由B-52飛機(jī)從高空投放，然后由助推火箭加速至試驗(yàn)馬赫數(shù)后與試驗(yàn)器分離。分離后發(fā)動(dòng)機(jī)工作實(shí)現(xiàn)了高超聲速下的正推力。之后美國(guó)的高超聲速飛行(HyFly)計(jì)劃、澳大利亞的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)高速射擊飛行試驗(yàn)(HyShot)以及美澳合作的高超聲速國(guó)際試飛研究項(xiàng)目(HIFiRE)均取得了較大成功。

國(guó)內(nèi)方面，國(guó)防科技大學(xué)、航天科工三院、航天科技一院等都成功實(shí)現(xiàn)過(guò)高超臨近空間飛行器的飛行試驗(yàn)。

2.6.3發(fā)展途徑和方向

組合動(dòng)力飛行器試驗(yàn)驗(yàn)證問(wèn)題的發(fā)展方向有：

1)發(fā)展更適合的地面試驗(yàn)設(shè)備。發(fā)展更長(zhǎng)工作時(shí)間更高總焓馬赫數(shù)連續(xù)可變的風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)施。通過(guò)公開報(bào)道可以看到美國(guó)在這方面研究已經(jīng)走在世界前列，并取得了階段性成果。近年中國(guó)的試驗(yàn)?zāi)芰σ灿辛溯^大發(fā)展，如中科院力學(xué)所研制的長(zhǎng)試驗(yàn)時(shí)間爆轟驅(qū)動(dòng)激波風(fēng)洞(JF12)等。

2)發(fā)展低成本快響應(yīng)的帶飛試驗(yàn)平臺(tái)。帶飛試驗(yàn)是目前可行的試驗(yàn)手段中最接近真實(shí)飛行狀態(tài)的試驗(yàn)手段。如果能通過(guò)重復(fù)使用等手段降低單發(fā)試驗(yàn)成本，并縮短試驗(yàn)響應(yīng)時(shí)間，將會(huì)很大程度上提高目前已有試驗(yàn)水平。

3)借助CFD等方法，發(fā)展不同尺度和來(lái)流條件的試驗(yàn)數(shù)據(jù)換算方法。對(duì)于不同模型尺寸、來(lái)流條件，實(shí)現(xiàn)試驗(yàn)結(jié)果的相互換算，可以很大程度上減少對(duì)試驗(yàn)設(shè)備的要求。

3 結(jié) 論

本文針對(duì)組合動(dòng)力空天飛行器，明確其寬包線、大尺度和復(fù)雜外形的特點(diǎn)，分析該類飛行器的主要關(guān)鍵技術(shù)，重點(diǎn)從氣動(dòng)布局、機(jī)體/推進(jìn)一體化、熱管理、制導(dǎo)控制、并聯(lián)分離和地面/飛行試驗(yàn)等方面進(jìn)行闡述，明確各類關(guān)鍵技術(shù)的技術(shù)難點(diǎn)、發(fā)展現(xiàn)狀和未來(lái)的發(fā)展途徑。相關(guān)分析可用于指導(dǎo)未來(lái)該類飛行器的技術(shù)發(fā)展方向。

致謝：

感謝李新國(guó)、張棟、時(shí)圣波、茍建軍和王健磊等老師對(duì)論文提供的幫助。