鄧帆 關鍵 王毓棟

摘要：高超聲速技術的快速發(fā)展使得對先進技術驗證手段的需求日趨緊迫。本文梳理了國外典型高速飛行試驗平臺的發(fā)展歷程。針對吸氣式飛行器的試驗需求，設計了具有強兼容性的通用化運載器，并在2019年成功完成了兩次飛行試驗；同時形成了系列化的試驗平臺規(guī)劃，超聲速平臺用于Ma6以下飛行器的技術驗證，高超聲速平臺為大尺寸飛行器提供不小于Ma10的試驗窗口。試驗平臺通過飛機式帶翼面布局設計實現(xiàn)對不同試驗任務的有效兼容及提供回收段的減速能力，同時在完成飛行試驗服務的過程中逐步提升氣動減速和傘降回收技術的成熟度和可靠性，從而為先進布局及新型動力等技術提供更快速、高效的驗證手段，提升國內高速飛行器相關專業(yè)領域的技術成熟度。

關鍵詞：吸氣式飛行器；飛機式布局；高超聲速；通用平臺

中圖分類號：V417文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.11.011

高速飛行器的研制需要數(shù)值計算、風洞試驗和飛行試驗三大手段的有機配合和互相支撐，其中，飛行試驗主要目的是提升氣動、控制、材料、推進、結構等系統(tǒng)的技術成熟度，獲得高超聲速科學測量的數(shù)據(jù)積累，同時掌握其測量方法及測試技術，并通過飛行數(shù)據(jù)使得地面設計工具獲得有效性及準確度的持續(xù)驗證。其特點是實現(xiàn)難度大、準備周期長、經(jīng)費需求高，因此，各國在高速飛行器的研發(fā)過程中，都把飛行試驗的高性價比方案作為一項關鍵技術，美國國家航空航天局（NASA）牽頭已開展了半個多世紀的高速飛行器相關技術的飛行試驗驗證工作，在X系列飛行器上探索出多項高速飛行器分系統(tǒng)先進成果，如高速氣動布局、耐高溫復合材料、輕質高強度結構等；澳大利亞的Scramspace項目主要是通過飛行試驗驗證超燃沖壓發(fā)動機的工作性能；多國聯(lián)合的HyShot以及HyCause項目同樣是沖壓發(fā)動機的類型及布局組合研究工作[1-2]。高速飛行器驗證的趨勢逐漸從單項技術驗證轉變?yōu)橐惑w化系統(tǒng)級驗證[3]，吸氣式動力飛行器的驗證對飛行高度的要求使得彈道設計呈現(xiàn)出低空高動壓的特點，這對飛行試驗平臺都提出了更高的要求。

為滿足日益增漲的試驗需求，2018年美國在第22屆 AIAA大會上推出了兩款可重復使用高超聲速飛行試驗平臺：小型平臺Hyper-A及大型平臺Hyper-Z，分別定位于馬赫數(shù)6級和馬赫數(shù)10級飛行試驗平臺，均從載機上空射投放，按照既定計劃自主飛行，最后采用無動力滑翔方式在常規(guī)跑道上水平著陸，平臺可支撐大型高超聲速飛行器的技術攻關，包括高超聲速飛機和可重復使用航天運載飛行器。平臺重復使用的目的是降低單次試驗成本，空射方式可更好地提供水平加速模式和助推滑翔兩種彈道模式。

本文分析了高速飛行器飛行試驗平臺的國內外發(fā)展趨勢，針對吸氣式飛行器的技術驗證需求，提出了高性價比、高通用性的飛行試驗平臺設計方案，并在2019年完成了飛行試驗考核，驗證了方案的可行性。

1國外技術發(fā)展

作為全球領先的航空航天大國，美國在高速飛行技術驗證上的發(fā)展思路可作為研究對象，其技術發(fā)展路徑大致分為三個階段。

1.1高速飛機平臺及其搭載技術試飛

為驗證沖壓發(fā)動機在Ma4～8的推力性能以及高空高速飛行器技術，X-15自1959年以來進行了199次有動力的飛行，掌握了火箭動力、高超聲速飛行的氣動加熱與飛行控制、再入稠密大氣的制導與控制，以及高空姿態(tài)控制等關鍵技術。

1.2地射火箭助推試飛

為給戰(zhàn)術巡航導彈及吸氣式跨大氣層飛行器做技術攻關，同時在經(jīng)費約束的前提下利益最大化，美國2006年開啟了合作模式下的HIFiRE項目[4]，聯(lián)合多國科研機構，采用成熟廉價的商業(yè)探空火箭，如圖1所示，以“經(jīng)濟、可行、原理性試驗手段”對帶超燃沖壓發(fā)動機的乘波體的高超聲速性能進行驗證。為滿足不同的試驗窗口對探空火箭采用了多級組合方式，多個平臺的缺陷在于試驗數(shù)據(jù)的統(tǒng)一性，目前項目的最終有動力巡飛HIFiRE-8未見飛試計劃安排。

1.3空射火箭助推試飛

2016年美國空軍研究實驗室（AFRL）發(fā)布了《高速作戰(zhàn)系統(tǒng)支撐技術》（ETHOS）報告，啟動高速作戰(zhàn)平臺技術的識別、研發(fā)及驗證等工作，核心是研制可高頻次、低成本開展高超聲速技術驗證的通用平臺，衍生出HyRAX項目，首要目標是通過飛試驗證重點方向的高超聲速技術和科學測量方法，并通過大規(guī)模的飛行試驗，將高超聲速飛行器涉及的相關技術迅速提升到6級技術成熟度，為后續(xù)空射型以及水平起降作戰(zhàn)裝備提供技術支撐。值得注意的是，空軍引入了Generation Orbit Launch Services公司的GOLauncher1飛行器作為平臺并命名為X-60A，用于常態(tài)化地提供馬赫數(shù)Ma5～8速度下高動壓的真實飛行環(huán)境，以進一步開展相關基礎研究、技術研發(fā)與風險降低等科研活動。

美國60年以來在高速飛行器領域技術推進過程中脈絡清晰，關注點從技術本身逐步到成本控制，最后期望達到二者兼顧的有利平衡，以高效率的方式分步推動技術積累。HIFiRE項目集中體現(xiàn)出了這個特點，見表1，對于高超聲速領域基礎理論的研究，如圓錐體邊界層轉捩、激波/邊界層干擾以及乘波體滑翔飛行器布局等，采用Terrier-Orion及VS-30 Orion二級火箭，以高拋彈道的形式完成飛行試驗，獲取試驗數(shù)據(jù)，由于探空火箭的特點，彈道傾角較大，使得有效試驗窗口時間較短，主要適用于無動力飛行器在氣動、材料、控制等方面的技術驗證。

對于高速飛行器動力性能測試而言[5]，則分兩步走，第一階段帶飛點火，考核高空高速環(huán)境下的發(fā)動機工作性能，需要試驗平臺提供恒定動壓，如HIFiRE-6；第二階段是分離后自由飛，測試發(fā)動機自主加速性能，如HIFiRE-8，這兩類都需要試驗平臺提供高度和速度控制精準的平飛彈道。

如Terrier-Terrier-Oriole三級火箭的飛行彈道，如圖2所示，通過前兩級的助推滑翔，可為吸氣式飛行器提供在30km高度水平起滑的巡飛試驗窗口（速度Ma6～7，動壓50kPa）[6-7]，考核進氣道的自啟動范圍，并測試自適應飛控系統(tǒng)在高超聲速階段的控制能力。

另一種思路是采用空射平臺替代多級火箭方案中的一級助推，使得飛行器以跨聲速在對流層頂部高度開始加速，以改善由于低空高速彈道造成的高熱流，對于吸氣式飛行器而言，可以有效降低頭部及唇口小尺度前緣的熱環(huán)境，如新一代試驗平臺X-60A即是由改裝過的“灣流”Ⅲ公務機從空中發(fā)射，采用單級液體火箭發(fā)動機，通過壓低彈道開展高馬赫數(shù)高動壓飛行試驗，可用于投放類似X-51A的吸氣式飛行器，也可用于投放類似HTV-2的助推滑翔式飛行器，其自身也可以作為高超聲速巡航平臺，提供1min高超聲速（高度26km，速度Ma6，動壓48kPa）試驗窗口。

梳理已開展過的高速飛行器技術驗證項目，可見低空高動壓試驗窗口主要聚焦在15～40km高度、Ma4～10速度的飛行包線范圍內，如圖3所示，這是氣動布局、高速系統(tǒng)推進和控制涉及的核心研究區(qū)間。

美國所開展的飛行試驗主要以空基平臺為主，平臺選擇空間大，技術成熟，尤其是需要在高超聲速范圍的試驗，在助推段可由載機平臺替代一級助推。X-51項目的載機交班點是15km及Ma0.8，助推器進一步加速到Ma4.8，分離后飛行器依靠沖壓發(fā)動機最終加速到18km及Ma5.1； X-43A的運載器（HXLV）是一個經(jīng)過改裝帶有專用壓載和航空電子模塊的“飛馬座”第一級火箭發(fā)動機，升力體布局，由此可以在彈道上實現(xiàn)更為精準、平穩(wěn)的交班條件，從而滿足其最大速度Ma9.68、最大高度32km的試驗窗口要求。HIFiRE-2在低成本的思路下，則采用了三級助推Terrier-Terrier-Oriole發(fā)射[8]，在86.2kPa的恒定動壓下將馬赫數(shù)從5.5加速到8.5，帶碳氫燃料超燃沖壓發(fā)動機的試驗飛行器在24km高度、Ma6～8的加速飛行條件下工作了12s，發(fā)動機成功實現(xiàn)從亞燃到超燃的模態(tài)轉換測試。

2試驗平臺設計

我國現(xiàn)實情況是空基平臺較少，除軍用型號外，高校及科研院所的技術驗證主要依賴在主型號上進行搭載的方式，缺點是周期長、約束多、經(jīng)費高。

近些年，隨著國家政策的變化及發(fā)展先進技術的迫切需求，科研院所及高校出現(xiàn)了技術驗證獨立開展的趨勢，如圖4所示，例如，MF-1飛行試驗[9-10]，采用單級固體火箭助推不分離無控方式，通過在試驗模型特定部位安裝的溫度、壓力等傳感器，對飛行試驗全程參數(shù)變化歷程實現(xiàn)測量，研究邊界層轉捩、激波邊界層干擾機理，其飛行彈道如圖5所示；國防科大的凌云通用試飛平臺，系列化地驗證了沖壓發(fā)動機的多項關鍵技術。從2015年開始，商業(yè)航天公司相繼成立，并逐步形成各自的商業(yè)模式。

2.1超聲速平臺

具有回收功能的超聲速平臺主要可用于驗證先進布局、防熱材料、控制方法以及亞燃沖壓發(fā)動機，同時在民用方面可為超聲速客機的一些關鍵技術，如抑制聲爆、典型部位熱防護以及流動控制等進行技術驗證，運載器上翼面的存在使得試驗窗口結束后可通過拉起迎角開展快速氣動減速，為傘降回收創(chuàng)造亞聲速開傘條件，從而完成對任務載荷的完整回收。

基于此思路，設計并制造了TXI-Y1帶翼面火箭，并于2019年4月23日在靶場開展了首次技術驗證，火箭飛行全程最大速度Ma3.53，最大高度26.2km，最大射程64.1km，如圖6所示，橫坐標起始點為發(fā)動機關機點17.6s，主動段初期通過燃氣舵矢量控制以10°迎角實現(xiàn)低空快速轉彎，從而壓低彈道高度，之后火箭進入零升迎角飛行段，保證任務載荷的試驗窗口，完成試驗后彈道上采用了C形機動、大迎角減速設計，實現(xiàn)了側向大機動飛行，側向機動距離大于20km，迎角從0°拉起到10°以上，如圖7所示，由于機翼的存在，由迎角增加產(chǎn)生升致阻力，與0°迎角相比較，超聲速階段火箭阻力升高60%，當速度減小到亞聲速階段，阻力增量進一步增加到110%以上，飛行速度在215s內順利從Ma3.52減速至Ma0.5，火箭利用機翼的氣動減速效果明顯。

另一方面，與軸對稱助推相比，飛機式布局運載器對任務載荷的兼容性明顯提升，首飛載荷為內外雙乘波吸氣式飛行器前體，第二次飛行試驗TXI-Y2火箭（2019年12月23日發(fā)射）的任務載荷是一個帶二元進氣道的吸氣式飛行器，內部安裝沖壓發(fā)動機，頭部進氣尾部背風面泄流。兩個任務載荷從外形到類型均存在較大差異，而從圖8的軸向壓心位置比較來看，Ma4～3速域階段兩發(fā)火箭的壓心差異僅在0.5%以內，當速度降低到Ma2時0°迎角仍能保持這個偏差，4°迎角時二者3%的壓心偏差判斷為低速段Y2的進氣道不啟動所造成的壓心前移?？傮w而言，不同任務載荷對全箭穩(wěn)定性的影響很小，這體現(xiàn)出飛機式布局運載器對試驗任務的強適應，滿足載荷對通用型試驗平臺的技術指標要求。

2.2高超聲速平臺

根據(jù)近年來國外高速領域內技術發(fā)展的趨勢，對于高超聲速階段技術驗證的需求也主要來源于吸氣式動力飛行器，如圖9所示，其中機體/推進一體化設計是吸氣式高超聲速飛行器的關鍵技術，以美國X-43A和X-51A代表的吸氣式高超聲速飛行器圍繞沖壓發(fā)動機的技術驗證（見圖10），分別于2004年和 2013成功地完成了飛行演示驗證試驗，標志著在吸氣式高超聲速飛行器技術的工程實用化方面取得的重大進展[11-13]。

從這兩個項目的試驗方案設計情況來看，吸氣式飛行器驗證主要關注的是以下幾個方面。

（1）速域

根據(jù)燃燒室內發(fā)生充分燃燒所需的當?shù)亓魉偻馔骑w行器迎面來流速度需求，亞燃模態(tài)吸氣式動力飛行器來流速度一般在Ma6以下，超燃模態(tài)下所需來流速度最快提升到Ma10左右。

（2）空域

飛行高度主要由發(fā)動機進氣道的空氣捕獲流量決定，一般高度在40km以下，同時，高度的下限由熱流密度限制，相同飛行速度下，高度的降低意味著熱流的上升，對飛行器熱防護形成壓力。

（3）動壓

受沖壓發(fā)動機工作效率、飛行器升重平衡能力、飛行過載及熱流密度等約束，飛行動壓一般設計在50kPa左右，由此形成總體方案中彈道設計的飛行走廊約束條件。其上邊界由沖壓發(fā)動機的工作效率和升重平衡能力決定，下邊界由飛行器熱防護的熱流密度、結構承載能力的過載以及飛行動壓等共同決定。

（4）尺度

X-43A質量為1359kg，機長3.66m，翼展為1.52m，高0.61m，X--51A質量為671kg，機長4.2 m，機身寬度為0.58m。由于超燃沖壓發(fā)動機推力裕度小，由此多采用機體/推進一體化的氣動布局形式以實現(xiàn)飛行器的推阻平衡，發(fā)動機的尺寸基本決定飛行器的幾何外形，此類飛行器長度一般在5m以內，同時，為提升飛行器性能，頭部多采用類乘波設計，機身采用面積率進行優(yōu)化，以達到減阻增升的目的，機身寬度一般在1m以內，考慮到未來武器化的應用背景，根據(jù)任務需求的不同，飛行器自身質量通常設計在1t以內。

對于吸氣式動力飛行器的考核，核心是驗證發(fā)動機的啟動/工作性能以及飛/發(fā)一體化的布局匹配性，試驗窗口以動壓為第一指標，試驗要求一般分為帶飛和自由飛。試驗平臺設計要求飛行空域大、飛行速域寬，涉及大空域寬速域氣動布局、飛行控制技術以及大熱流高溫熱防護技術等關鍵技術，氣動、控制、結構、材料、動力等專業(yè)高度耦合。通用化運載器設計思路如下。

（1）以控制能力覆蓋氣動偏差

吸氣式動力飛行器與滑翔飛行器的區(qū)別在于增加的內流道影響，其中進氣道與燃燒室的流態(tài)反映到飛行器上主要是阻力及力矩的差異，為保證飛行器的操控能力，布局設計上重點提升控制余量，以平衡進氣道壅塞/啟動以及發(fā)動機冷態(tài)/點火狀態(tài)變化帶來的氣動影響。試驗平臺可采用飛機式布局，與軸對稱布局相比較，以增加的氣動阻力換取火箭的穩(wěn)定性，解決發(fā)動機工作狀態(tài)變化造成的力矩差異，同時具備回收段的氣動減速能力。

（2）局部變形適應寬速域飛行

高超聲速試驗任務在速度方面跨度大，火箭壓心移動量通常超過15%，再考慮上大氣及動力偏差，常規(guī)布局的控制面很難全程適應。采用鴨式布局設計策略，如圖11所示，沿彈道將回收段速域切分為兩段（虛線處為Ma3.5，虛線左邊為基本布局數(shù)據(jù)，右邊的彩色虛線為基本布局數(shù)據(jù)，彩色實線為鴨式布局數(shù)據(jù)），基本布局以高馬赫為設計點匹配質心位置，試驗段為高馬赫小迎角狀態(tài)，火箭小舵偏配平，進入回收段后拉起迎角減速，考慮舵偏余量以8%的靜穩(wěn)定度為判斷門限值，當速度降低到Ma3.5后彈出鴨舵，實現(xiàn)布局狀態(tài)切換，保證火箭全程滑翔及回收段的小舵偏配平飛行。

（3）熱環(huán)境約束下的彈道優(yōu)化

對于超燃模態(tài)的動力性能測試，單級助推能力很難滿足試驗窗口需求，通常采用多級串聯(lián)的助推模式，如兩級方案設計過程中，通過彈道優(yōu)化設計盡量改善熱環(huán)境，減輕結構防隔熱方案的難度，由此非連續(xù)助推成為選擇路徑之一。

兩級方案的連續(xù)/非連續(xù)助推彈道如圖12所示，一級發(fā)動機在70s時關機，非連續(xù)助推方案在級間分離階段有20s的無動力飛行過程，在此期間速度下降、高度增大，對照圖13的動壓曲線，兩個方案在進入相同的試驗窗口之前，非連續(xù)助推彈道的最大動壓降低了近一半，大大減輕了主動段飛行時火箭承受的力載，結合圖14的熱流密度曲線分析，非連續(xù)助推彈道在主動段的總加熱量減小60%以上，飛行器典型部位的熱載環(huán)境明顯改善，同時，發(fā)動機進氣道正常工作的約束一般為小迎角及小彈道傾角，由此在主動段可合理調整下壓迎角，進入高馬赫數(shù)階段后以一定負迎角飛行，一方面壓低彈道，保證到試驗段時彈道傾角歸零，另一方面使得進氣道處于來流背風面，降低典型部位表面熱流，保護唇口及側壁等避免長時間燒蝕。

3結束語

我國在高超聲速無動力飛行器技術方向已經(jīng)突破一些關鍵技術，形成了一定的技術儲備和作戰(zhàn)能力；在高超聲速吸氣式飛行器和可重復使用航天飛行器領域仍處于技術儲備階段，通過大量開展關鍵技術攻關來推動相關技術成熟，由此對飛行試驗平臺提出了明確需求，主要特點如下：

（1）高效率、高性價比。高校及研究所的高速飛行器技術多集中于氣動、材料、控制方法等專業(yè)，傳統(tǒng)的驗證方式一般是搭載于主型號之上，在驗證效果和時間進度方面約束較多，而新技術轉化的時效性要求較高，采用商業(yè)試驗平臺可提供有針對性、快速、高效的服務。

（2）強兼容性，通用化。用于測試的飛行器在外形特征、幾何尺寸上均有不同，從試驗成本和數(shù)據(jù)準確度的角度考慮，采用有較強兼容性的試驗平臺來滿足不同飛行器的試驗窗口要求，并且從試驗平臺的布局設計上保證其控制能力。

（3）寬速域、可回收。部分吸氣式飛行器需要考核全馬赫數(shù)范圍的飛行特性，提出了寬速域的試驗能力要求，這需要通過布局本身的局部變形來實現(xiàn)，而通過對飛行器的回收，可獲得飛行器防熱材料真實飛行環(huán)境下燒蝕效果更全面、更豐富的一手試驗數(shù)據(jù)。

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（責任編輯陳東曉）

作者簡介

鄧帆（1982-）男，博士，高級工程師。主要研究方向：高速試驗平臺總體設計。

Tel：010-53323070

E-mail：dengfan8245@sina.cn

關鍵（1988-）男，碩士，高級工程師。主要研究方向：飛行器氣動布局設計及優(yōu)化。

Tel：010-53323070

E-mail：godolphin@sina.com

王毓棟（1981-）男，碩士，總工程師。主要研究方向：可重復使用火箭總體設計。

Tel：010-53323070

E-mail：wangyd_bmgc@126.com

Research on the Technology of Universal Flight Test Platform for Air-breathing Vehicle

Deng Fan*，Guan Jian，Wang Yudong

Space Transportation Technology Co.，Ltd.，Beijing 100176，China

Abstract： The rapid development of hypersonic technology makes the demand on advanced technology verification methods increasingly urgent. This paper combs the development history of typical foreign high-speed flight test platforms. In response to the test requirements of air-breathing vehicle， a universal carrier with strong compatibility was designed， and two flight tests were successfully completed in 2019； at the same time， a series of test platform planning was formed， the supersonic platform is used for the technical verification of vehicle below Ma6， and the hypersonic platform provides a test window not less than Ma10 for large-sized vehicle. The test platform realizes the effective compatibility of different test tasks through the aircraft-style wing surface layout design， which provides the deceleration ability of the recovery section. At the same time， the maturity and reliability of the aerodynamic deceleration and parachute recovery technology are gradually improved during the completion of the flight test service， so as to provide faster and more efficient verification methods for advanced layout and new power technologies， and improve the technical maturity of domestic high-speed vehicle related professional fields.

Key Words： air-breathing vehicle； aircraft-style layout； hypersonic speed； universal platform