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1、Four short words sum up what has lifted most successful individuals above the crowd: a little bit more.-author-date高超声速飞行器发展现状高超声速飞行器发展现状高超声速飞行器一、国内外高超声速飞行器研制现状高超声速飞行器技术是21世纪航空航天技术的新制高点，是航空史上继发明飞机、突破声障飞行之后第三个划时代的里程碑，同时也将开辟进入太空的新方式。高超声速飞行器技术的突破，将对国际战略格局、军事力量对比、科学技术和经济社会发展以及综合国力提升等产生重大和深远的影响。因此，世界主要国家
2、一直把高超声速飞行器研制作为科技发展的最前沿阵地，从人力、物力、财力等各方面给予大力支持。自20世纪50年代末开始探索超声速燃烧冲压发动机技术以来，经过几十年的探索，美国、俄罗斯、法国、德国、日本、印度和澳大利亚等国在20世纪90年代初陆续取得了技术上的重大突破，并相继进行了地面试验和飞行试验。这表明高超声速技术从进行概念和原理探索的基础研究阶段，进入了以某种高超声速飞行器为应用背景的先期技术开发阶段。各国技术开发的主要应用目标近期为高超声速巡航导弹，中期为高超声速飞机，远期为吸气式推进的跨大气层飞行器、空天飞机。高超声速飞行器技术是21世纪航空航天技术的制高点，也是重要的军民两用技术。虽然目
3、前仍存在不少技术难题，而且耗费巨大，但从世界各研制国目前的发展势头来看，以超燃冲压发动机为动力的高超声速巡航导弹有可能在2010年前后问世。预计到2025年，以超燃冲压发动机为动力的高超声速飞机和空天飞机也有可能投入使用，并将在军事、政治和经济等领域产生重大影响。1美国1.1Hyper2X计划经过较长时间的研究和实践，美国在高超声速飞行器的设计研制方面积累了丰富的经验。作为试验性高超声速飞行研究计划，Hyper2X计划是对以往所做工作的一次检验。Hyper2X计划是美国国家航空航天局(NASA)近年来重点开展的高超声速技术研究计划，主要目的是研究并验证可用于高超声速飞机和可重复使用的天地往返系
4、统的超燃冲压发动机技术，并验证高超声速飞行器的设计方法和试验手段。1997年1月，NASA与兰利研究中心、德莱顿飞行研究中心签订合同，Hyper2X计划正式启动。Hyper2X计划的试验飞行器代号为X243，根据演示验证的任务不同分为X243A、X243B、X243C和X243D，共4个型号。1.1.1X243A X243A技术由位于弗吉尼亚州汉普顿的NASA兰利研究中心和位于加利福尼亚州爱德华的NASA德莱顿飞行研究中心负责开发。其中机身和发动机由位于田纳西州塔拉荷马的ATKGASL公司(原微型飞行器公司)制造，位于加利福尼亚州亨亭顿的波音公司鬼怪工厂负责部分系统工程、热防护、操纵、导航和控
5、制设计以及飞行控制软件、内部布局和结构设计。X243A的助推器是经过改装的飞马座运载火箭的第一级，该系统由位于亚利桑那州昌德勒的轨道科学公司提供X243A机身长3.66m，高660mm，翼展1.53m，质量1360kg，由采用液氢燃料的双模态超燃冲压发动机推进。1997年3月，NASA选定ATKGASL公司为飞行研究任务装配X243A无人驾驶研究飞行器。1997年12月，轨道科学公司对飞马座运载火箭成功进行了关键的设计审查。1998年，1台超燃冲压发动机作为第一部硬件交付NASA，随后这台发动机在兰利研究中心的2.44m八支点高温风洞中进行了一系列测试。1999年10月，第一架X243A交付德
6、莱顿飞行研究中心。2000年，X243A在ATKGASL公司的Hypulse设备上进行了Ma=7的试验，在兰利研究中心的电弧加热设备上进行了Ma=4.5的试验，至此，已获得Ma=4.510的地面数据。2001年4月，NASA在位于加利福尼亚的爱德华空军基地展示了X243A飞行器。同年6月2日，X243A首次飞行试验因飞马座运载火箭故障而宣告失败。2004年3月27日，X243A第二次飞行试验成功实现了Ma=6.8316的飞行。2004年11月16日，X243A第三次飞行试验又成功创造了Ma=9.8的飞行纪录。在成功的飞行试验中，X243A一体化机身/发动机产生了有效推力，且其运行状态接近于预先
7、分析和风洞试验的结果。虽然飞行试验连续两次成功，但X243A高超声速飞行器仍有许多实际问题需要考虑，比如其非常窄细的鼻锥采用质量为362.88kg的高密度钨板制成，其目的是将飞行器的重心前移，但它就占飞行器总质量的29%。这种布局产生的问题是如何使作战中的飞行器保持平衡。X243A的发动机采用铜吸热器，以水冷方式冷却进气口。上述方法对于10s的短暂飞行来说是可行的，但对长时间的飞行来说却是个大问题。氢燃料易燃，且速度快，但实际用的碳氢燃料并没有这些优点等等。X243A计划共花费2.3亿美元。图1X243B高超声速研究飞行器1.1.2X243BX243B机身长10.05m12.19m，采用基于火
8、箭的组合循环发动机(RBCC)或基于涡轮的组合循环发动机(TBCC)推进，发动机燃料为液氢，飞行速度Ma=7。试飞器依旧需要母机投放，但是不采用飞马座火箭助推，而是用自身的火箭或涡轮发动机加速到Ma=33.5，之后由亚燃/超燃冲压发动机加速到Ma=7左右。X243B原计划将耗资约6亿美元，但该计划在酝酿时就被终止了。1.1.3X243CX243C机身长4.3m4.8m，质量为1271.2kg1362kg，采用3台并联的碳氢燃料超燃冲压发动机推进，飞行速度Ma=6。其发动机设计以空军HyTech项目技术为基础。2004年3月18日，X243C计划被取消。2005年3月，NASA总部又要求X243
9、C项目组提交后续工作计划，因此NASA兰利研究中心于2005年5月起草了一项发展X243C的修正方案。为了响应美国政府重新恢复对高马赫数飞行器的极大兴趣，波音公司从2005年第二季度开始加紧了高超声速验证机项目的研究步伐，其中之一即“翻修”X243C。2005年美国从国会指定的专项资金中拨出2500万美元作为NASA2005财年继续X243C研发的专项资金。图2X243C高超声速研究飞行器1.1.4X243DX243D采用氢燃料超燃冲压发动机推进，飞行速度Ma=15。该计划目前虽已明确提出，但某些要求还在不断变化。飞行器所要求的一些部件的研究工作已经展开。1.2可重复使用的组合循环飞行验证器(
10、RCCFD)计划有资料称RCCFD即为X243B，估计是由X243B计划终止后演化而来的。该计划的最初目标是组合循环推进技术的演示验证，目前它已经扩展到全球到达技术，而且成为NASA和美国空军联合开发的一个项目，计划在2011年进行Ma=7的飞行。RCCFD采用(RBCC或TB2CC)碳氢燃料冷却组合/复合循环推进系统。初步研究表明，飞行器长度大约为10.668m13.716m。RCCFD于2004年开始第二阶段研究工作，多项关键技术尚未取得突破。该计划预计耗资1.251.4亿美元。1.3从美国本土投送与应用兵力(FALCON)计划FALCON计划由美国国防高级研究计划局(DARPA)和美国空
11、军联合推出。DARPA负责整个计划的管理工作，美国空军太空司令部航天与导弹系统中心协助DARPA进行项目管理，空军太空司令部航天与导弹系统中心/第12特遣部队和美国空军研究实验室提供技术支持和辅助进行里程碑评审工作。该计划旨在发展一种能在2h之内攻击远在16679km之外目标的高超声速武器系统，开发和验证可以使进行全球快速打击的近期和远期目标变为现实的一套技术，与此同时验证低成本响应型太空运输能力。它包括两大任务:一是开发作为高超声速试验飞行器或小型军事卫星助推器的小型发射飞行器(SLV)；二是验证能到2025年实施全球打击的高超声速巡航飞行器(HCV)所需的技术。FALCON计划分为三个阶段
12、。第一阶段包括小型发射飞行器(SLV)的方案设计、性能预测、确定费用指标、发展和验证，为期约6个月；第二阶段为设计与研制，包括初始飞行试验，为期36个月；第三阶段为武器系统验证，为期30个月。FALCON计划第一阶段总经费为1000万美元。目前该计划已进入该阶段。第二阶段的主要任务是研制并验证高超声速飞行器技术。这些技术包括耐久性高温材料、热防护系统、先进的制导、导航与控制、高效气动构型和创新的推进概念。1.4自由飞行大气层超燃冲压发动机试验技术(FASTT)计划FASTT计划由DARPA和美国海军研究办公室(ONR)联合实施。该飞行器把超燃冲压发动机集成到导弹结构中，飞行器长约2.69m，直
13、径280mm。采用碳飞航导弹氢燃料的发动机在18.24km的高空与助推火箭分离后，发动机点火，并以Ma=5.5的速度推进该飞行器飞行。作为FASTT计划的一部分，2005年12月10日，美国ATK公司、DARPA和ONR成功进行了以超燃冲压发动机为动力的飞行器的地面发射和飞行试验。这是以普通液体碳氢燃料超燃冲压发动机为动力的飞行器首次自由飞行。试验中发动机采用JP210燃料，至少飞行了15s。1.5HyFly计划HyFly是一项高超声速飞行验证计划，是DARPA1998年提供给波音公司的可负担得起的快速反应导弹验证器(ARRMD)计划的延续。其目的是在飞行中开发和验证近期就可应用于导弹上的高超
14、声速飞行的先进技术。这个为期4年的研究计划由DAR2PA和ONR联合出资实施。Hy2Fly高超声速导弹为轴对称设计，采用双燃烧室冲压发动机，Ma=6.5，飞行高度27km，射程1100km。HyFly总共计划进行5次飞行发射试验。2005年1月26日第一次飞行发射试验，进行了该试验导弹的非动力发射试验，验证导弹与载机的安全分离以及导弹的制导和控制性能。2005年8月28日第二次飞行发射试验成功地验证了HyFly导弹助推段性能，试验载机为F215E战斗机，发射后该试验导弹的固体火箭助推器点火，飞行马赫数超过3。在接下来的3次飞行试验中，试验飞行器将由助推器和双燃烧室超燃冲压发动机(DCR)推进，
15、并且达到Ma=6以上。1.6HyTech计划HyTech计划由美国空军、NASA和普惠公司联合开展，项目总金额预计为1.4亿美元，目的是验证能够在Ma=48范围飞行、射程1400km的高超声速导弹用液体碳氢燃料双模超燃冲压发动机的实用性、性能和结构耐久性。该计划始于1996年。在进入飞行试验之前，该计划有3个重要的步骤，分别是研制性能试验发动机(PTE)、地面验证发动机1号(GDE21)和地面发动机2号(GDE22)。2003年，该计划完成了世界首台碳氢燃料超燃冲压发动机的飞行质量地面试验，2002年9月到2003年6月期间，GDE21在Ma=4.5和Ma=6.5的条件下进行了大量试验，可靠地
16、产生了巨大的净推力。2004年采用完全一体化燃油系统的GDE22开始全尺寸试验。2007年夏天利用GDE22改型的发动机将开始Ma=67的自由飞行试验，超燃冲压发动机工作时间为5min10min。自由飞行试验如果成功，将再进行2次飞行试验。该计划将于2010年结束，20102015年，高超声速空对地巡航导弹将初步具备作战能力。1.7碳氢燃料超燃冲压发动机技术(HySET)计划作为美国空军研究实验室(AFRL)的HySET计划的一部分，2005年普惠公司空间推进部制造出一台名为GTD22的新的高超声速地面验证发动机GTD22是AFRL投资5800万美元进行为期9年研究的成果。该发动机的特点是采用
17、可变几何进气道，并模拟了可重复使用的入轨或全球到达推进系统的结构。GTD22发动机于2005年10月在NASA兰利研究中心进行Ma=5的地面试验，2006年将进行Ma=7的地面试验。这些试验将是采用碳氢燃料的超燃冲压发动机在高超声速条件下的首次试验。在GTD22试验结果的基础上，由美国空军、普惠公司和波音公司组成的联合小组将于2008年开始超燃冲压发动机验证机/乘波器的飞行试验。1.8助推到巡航(BoosttoCruise)计划该计划由美国ATK公司自筹资金实施，希望能够得到美国国防部或NASA的认可和资助。它的目的是研制一种高超声速巡航导弹，Ma=5，可携带113kg战斗部，射程1110km
18、。该导弹的超燃冲压发动机(采用JP210燃料)在固定马赫数(Ma=5)下工作，采用在固体火箭发动机中得到充分证明的热管理技术。目前，该计划已进行了超燃冲压发动机的地面试验，2006年将进行发动机的自由射流试验。ATK公司打算今后3年内进行飞行试验。1.9先进空间运输计划(ASTP)ASTP计划的目的是研究单级入轨技术。该计划用先进的火箭/冲压组合循环一体化发动机，通过RBCC技术加速飞行器，并使之进入地球轨道。其中，管道火箭用于起飞和低速飞行阶段，冲压发动机用于Ma=2.46的飞行阶段，超燃冲压发动机用于Ma=68、飞行高度42km的飞行阶段，常规火箭用于Ma8的高空飞行阶段。通过这一计划，到
19、20252030年左右，将使低轨道发射的成本降低为原来的1/100，即达到100美元/0.4536kg，同时可靠性提高1000倍。该技术目前已取得重大进展，美国正在选择用于试飞的飞行器，并确定具体的试飞方案。一种可能的方案是在D221飞机上安装RBCC发动机。D221飞机是超声速高空侦察机SR271的前身，全长12.8m，翼展5.8m，质量5t，巡航高度26km29km，巡航速度Ma=3。飞行试验时，D221飞机被B252飞机投下后，RBCC开始工作直到Ma=4，然后滑翔着陆，从而验证管道火箭与冲压发动机之间转接的可靠性。1.10ScramFire计划该计划正由美国ATK公司与DARPA和美国
20、陆军联合进行，目的是给陆军和海军的炮弹增加由固体燃料气体发生器提供燃料的超燃冲压发动机助推装置。2俄罗斯2.1冷()计划冷计划由俄罗斯巴拉诺夫中央航空发动机研究院和茹科夫斯基中央发动机研究院等单位共同实施。试飞器为轴对称形状，包括使用氢燃料的亚燃/超燃冲压发动机、燃料监控/测量系统、遥控系统等。总质量595kg、长4.3m、最大直径750mm，可以携带18kg(300L)液氢燃料。19911998年期间，该计划共进行了5次验证性飞行试验。这5次试验成功之处包括以下几点:1)实现了亚声速燃烧向超声速燃烧的转变；2)飞行马赫数最高达6.5；3)获得了Ma=3.56.45飞行速度和相当高的动压飞行条
21、件下有关亚声速和超声速燃烧的飞行试验数据；4)冷高超声速试飞器、超燃冲压发动机模型、试飞器发射系统已经成为一套很完善的试验设备。在这5次飞行试验中，第一次是俄罗斯自筹资金进行，第二、第三次是与法国合作进行，第四、第五次是与美国合作进行。估计一次飞行试验所需费用在100万美元以上。2.2鹰()计划鹰(，英译IGLA)计划由俄罗斯中央航空发动机研究院和中央空气动力研究院共同开展。IGLA试飞器为升力体布局，机体下方配置有3台二维三模态再生致冷超燃冲压发动机，使用液氢燃料。试飞器长7.9m，翼展3.6m，最大升阻比3.15，发射质量2200kg，Ma=614，飞行高度20km100km，自主飞行时间
22、7min12min。发动机总长1.9m，质量200kg，推力144157N，液氢燃料质量/体积为18kg/300L，液氢燃料流速1kg/s，入口截面积0.26m2，相对喉道面积0.09，相对燃烧室出口面积1.45。2001年6月IGLA成功进行了飞行试验，2004年2月又在俄罗斯安全22004战略演习中进行了发射试验。试验中都使用白杨/镰刀(SS225)导弹作为助推器。IGLA计划地面试验需33个月完成，需经费约3300万美元，而整个计划(完成一次飞行试验)则需要5000多万美元。图3290/公开展示2.3鹰31计划鹰31计划由俄罗斯火炬设计局、米格设计局、图拉耶夫联盟设计局等单位共同开展。鹰
23、31试飞器由C2300A防空导弹系统的48H6导弹改型而来，试验时由米格231战斗机挂载在机腹下发射。在其前弹体外侧，对称安装2台试验用超燃冲压发动机，前弹体卸去战斗部和无关设备之后安装测试设备。前后弹体可以分离，后弹体部分作为助推器，分离后前弹体按程序控制飞行试验。试验用超燃冲压发动机为双模态发动机，Ma=56。该项目进行了大量的地面试验，结果证明在给定的马赫数、雷诺数和总温范围内，燃烧室可以实现超声速(Ma=1.11.2)稳定燃烧；燃料供给和混合系统可以实现空气燃料混合物稳定点火和燃烧；在最佳组合燃料混合系统、超燃冲压发动机导管几何尺寸的条件下，可获得充分燃烧，且效率达到95%。另外，在试
24、验条件下，所有部件都是完好无损的。飞行试验的程序是:米格231战斗机将试飞器带到15km17km的空中，加速至Ma=2.52.6，之后进行机动爬升，试飞器以2030的飞行轨迹角分离、点火，10s之后，达到Ma=10，然后试飞器进入水平飞行。具体是否进行了飞行试验不得而知。2.4彩虹2D2(22)计划彩虹2D2计划由俄罗斯彩虹设计局和巴拉诺夫中央航空发动机研究院共同开展。彩虹2D2试飞器由AS24远程战略巡航导弹改装而成，射程570km，Ma=2.56.5，飞行高度15km30km，最大速度持续时间70s。测试和试验设备安装在弹体内中、下部和弹体下方的整流罩中。虽然进行了大量的地面试验，但至今尚
25、无彩虹2D2飞行试验的详细报道。但据彩虹设计局负责人介绍，参加该计划的德国在其本土进行的飞行试验取得了成功。彩虹2D2试飞器在1997年的航展上曾被公开展示，但后来其详细报道却很少。预计彩虹2D2试飞器一次飞行试验的费用在1000万美元以上。2.5290/(GELA)俄罗斯彩虹设计局的290(1995年公开展示，代号，英译GELA)目前已进入飞行试验阶段，曾多次装载在图295飞机上进行发射试验。但据称试验中遇到了很多问题。该导弹长12m，翼展6m7m，射程3000km，设计飞行速度Ma=5，飞行高度7km20km，导弹采用空中发射方式，发射高度为7km。3法国3.1Promethee计划Pro
26、methee计划由法国航空航天研究院(ONERA)和法国航空航天2马特拉公司合作实施，目的是研制一种长6m，发射质量1700kg(含2台固体助推器)，采用碳氢燃料双模态冲压发动机推进的空对地导弹。导弹的前部安装弹头和弹上设备，中部安装发动机结构的冷却系统和燃料箱，后部是冲压发动机和喷管。该计划第一阶段曾用了3年时间对导弹进行研究和设计，1999年选择了推进系统，这是一种使导弹速度达到Ma=1.88的可变几何进气道冲压发动机，导弹靠固体助推器起飞。2003年3月发动机成功进行了第一次燃烧试验。2004年开始该计划第二阶段工作，对推进系统的全尺寸模型进行地面试验，试验进气道和燃烧室的性能。3.2高
27、超声速应用研究的组合吸气式发动机计划(JAPHAR)JAPHAR计划的目的是验证空气动力学计算模型(包括对发动机前部远场、进气道、燃烧室、喷管、超声速燃烧的建模并进行计算)，也有助于论证能以Ma=48的速度飞行的试验飞行器。自1997年以来，法国航空航天研究院与德国航空航天研究院共同实施该计划，4年内共获得1200万欧元的经费，其中大部分经费用于液氢双模冲压发动机的研制和试验。4德国4.1HFK2L1导弹HFK系列导弹由欧洲航空防务与航天公司(EADS)LFK分公司设计制造。该高超声速导弹主要用于近程防空和超近程防空，导弹长2.8m，采用固体火箭发动机，最大飞行速度Ma=6。1995年HFK2
28、L1导弹在德国密尔杜夫成功进行了飞行试验，最大速度Ma5。1998年11月26日同样在密尔杜夫进行的飞行试验以失败告终，导弹在试验开始0.2s后爆炸。4.2HFK2L2导弹HFK2L2导弹采用侧向喷流偏转舵和功率更大的拜尔化学公司的火箭发动机，推力为230kN，在发射后8s之内飞行速度达到Ma=6，瞬时过载达到400。该导弹曾在德国北海海岸靶场进行过试射，飞行速度Ma=6。4.3HFK2E0导弹HFK2E0导弹采用与俄罗斯的277空空导弹相似的栅格舵面气动控制，其控制信号输入的灵敏度比采用常规舵面控制要高25倍。该导弹于2002年在德国北海海岸靶场试射成功，飞行速度Ma=6.6。4.4HFK2
29、E1导弹HFK2E1导弹采用平面舵面取代栅格舵面，并采用了碳纤维材料，安装一台拜尔化学公司的火箭发动机，推力为100kN，发射时为近似的水平弹道，在发射后数秒钟之内速度达到并超过Ma=7，飞行高度低于300m。2003年10月23日，该导弹在德国武装部队靶场试射成功，飞行Ma7。下列研究目标已经全部达到:飞行速度增加到Ma=7以上；研究了气动加热和空气动力现象及其对结构机制的影响；对元件和材料样本进行了测试；对拜尔公司设计的高功率发动机的性能特点进行了验证；同2002年试射的HFK2E0导弹不同之处是采用平面舵面取代栅格舵面，以同极高的飞行速度相适应。德国政府于2003年底取消了2004年1月
30、该项目的全部经费，因此，这次试射可能是HFK系列导弹的最后一次发射试验。5日本5.1高超声速运输机计划高超声速运输机计划由日本通商产业省(MITI)1989年提出，实施2项为期8年的技术研究计划:1)高超声速推进研究计划:重点研制涡扇/冲压组合循环发动机。美、英、法的4家主要发动机制造商参加该计划，要求涡扇发动机产生266937N的推力(海平面)，冲压发动机在Ma=5的巡航速度和20880m巡航高度时能产生115718N的推力。高超声速推进研究计划耗资2.1亿美元。2)高性能材料研究计划:重点开发耐高温的金属互化物(高比强度和高熔点)和碳2碳复合材料及钛铝基碳化硅纤维增强的复合材料，以用于制造
31、高超声速运输机机体或发动机。高性能材料研究计划耗资1.1亿美元。日本期望在20202030年研制出高超声速运输机。5.2超声速/高超声速运输推进系统(HYPR)计划HYPR计划的目的是为发展飞行速度Ma=5的超声速/高超声速运输(SST/HST)飞机的推进系统奠定技术基础。该计划为期10年，自1989年开始，到1999年3月结束，证明了一种组合循环发动机(CCE)用于SST/HST的可行性。该CCE是一种变循环的涡扇发动机(VCE)和采用甲烷燃料的冲压发动机的组合。目前，日本已经发展并运转了世界首台组合循环发动机。HYPR计划有美、英、法等国公司参与，总共耗资大约3亿美元。6印度6.1先进吸气
32、式跨大气层研究飞行器计划该计划旨在设计一种小型的(其尺寸小于米格225战斗机)、可重复使用的、用氢作燃料的单级入轨空天飞机。该飞行器将采用涡扇/冲压发动机作为动力，水平起飞后并爬升到巡航高度，然后用超燃冲压发动机接力工作，达到Ma=7的巡航速度，最后用火箭发动机加速空天飞机进入轨道，若不用火箭发动机，就成为高超声速飞机。目前，印度已在两个关键领域取得了明显进展:1)在实验室里成功地进行了一次用氢作燃料的超燃冲压发动机的点火试验；2)印度科学院在模拟飞行条件下利用涡流管空气分离技术产生出液氧。同时，印度也正在维克拉姆萨拉巴航天中心(VSSC)建造其第一座高超声速风洞(HWT)，在当今世界上只有少
33、数几个国家拥有高超声速风洞。6.2其它印度国防研究与发展组织(DRDO)在2005年2月称，某项高超声速导弹试验计划已经启动，在35年内就可以准备好验证机，其已经开始了纯理论的研发。这项技术需要发展导弹用特殊发动机和材料，还有能提供持续高速的燃料。DRDO正在进行超燃冲压发动机的研制。另外，印度国防研究与发展实验室(DRDL)在近几年也做了大量工作，准备于2007年试飞一型高超声速飞行器。DRDL已经要求安得拉邦政府在市郊提供8km2的土地，以建立该项目的基础设施。7HyShot国际研究计划HyShot计划由澳大利亚、美国、英国、德国、韩国、日本等国合作进行，目的是对氢燃料超燃冲压发动机进行飞
34、行试验演示验证。该计划始于1999年，已经分别于2001年10月30日和2002年7月30日在澳大利亚完成了2次超燃冲压发动机的飞行试验。飞行试验利用TerrierOri2onMk70固体火箭搭载超燃冲压发动机，在火箭再入大气层到达30km高度、Ma=7.6时，模型发动机开始工作。在第2次试验中，搭载了英国研制的超燃冲压发动机，实现了超声速燃烧，持续大约6s。HyShot国际研究计划由澳大利亚昆士兰大学主管，昆士兰大学曾首次在公开文献中报道在1993年的地面试验中验证了超燃冲压发动机的推力大于阻力。据英国防务新闻2006年4月10日报道，澳大利亚昆士兰州政府将为昆士兰大学的超燃冲压发动机项目提
35、供200万澳元(146万美元)的研究经费，从而使该项目获得巨大的财政支持。此外，昆士兰大学还将与波音公司和澳大利亚国防部的国防科学和技术机构合作研制超燃冲压发动机的原型机，他们将要解决的问题之一是发动机在超过2000工作时所产生的热量，同时还将设法研制能够在7min10min内自由飞行1000km的超燃冲压发动机。8我国我国也开始进行超燃冲压发动机关键技术探讨与研究，主要的一些研究单位实现了煤油自燃点火，有的已实现超燃点火（气氢点火），且均测得净推力。同时，还开展了发动机冷却与热结构研究及飞行器一体化设计研究。总而言之，国内的研究仍处于起步阶段。在高超声速飞行器外形设计领域的进展，国内似乎反映
36、平淡，从公开发表的论文看，国内在该领域的进展显得微乎其微，基本都是对乘波体外形进行优化之类。因此开展乘波飞行器的研究，跟踪国外在该领域的最新进展尤为必要。目前，国内主要研究单位有：中国科学院力学研究所高温气体动力学重点实验室、中国科学技术大学近代力学系激波实验室、中国科学技术大学国家同步辐射实验室、南京航空航天大学能源与动力学院（张堃元）、国防科学技术大学航天与材料工程学院、中国科学院金属研究所材料科学国家实验室、哈尔滨工业大学高超声速技术研究中心（于达仁）。二、超燃冲压发动机原理及关键技术超燃冲压发动机的研究指对应飞行马赫数Ma6，以超声速燃烧为核心技术的冲压发动机技术，它的应用背景是高超声
37、速巡航导弹、高超声速飞机、空天飞机以及未来的以RBCC组合循环为动力的单级天地往返运输系统。从目前看，最先得到应用的领域将是高超声速巡航导弹。图4超燃冲压发动机工作图1 超燃冲压发动机原理冲压发动机由进气道，燃烧室和尾喷管组成。发动机的迎面来流（空气流）首先进入进气道，进气道将来流的部分速度能转变为压力能，完成压缩过程，滞止到一定速度的气流进入燃烧室，与喷入的燃料迅速混合，在等压条件下进行燃烧。燃烧后的高压、高温燃气，经收敛扩张喷管加速后喷出，产生推力。2 超燃冲压发动机特点冲压发动机具有以下优点：它可以利用大气中的氧气做为氧化剂，所以冲压发动机在高超声速飞行时，经济性能显著优于涡喷发动机和火
38、箭发动机；发动机内部没有转动部件，结构简单，质量小，成本低，推重比高。冲压发动机也有某些缺点：不能自身起动，需要助推器加速到一定速度才可工作，但这个缺点并不突出；对飞行状态的改变较敏感，当在宽马赫数范围内飞行时，要对进气道进行调节，这样使得进气道结构复杂。3 超燃冲压发动机关键技术超燃冲压发动机技术涉及到空气动力学、气动力学、计算流体力学、燃烧学、传热学、材料学等多学科前沿问题，并相互交叉，是超声速燃烧、吸热型碳氢燃料、结构热防护、发动机/飞行器一体化设计、地面模拟试验和飞行演示等众多高新技术的集成。3.1 发动机/飞行器一体化设计技术高超声速飞行条件下，飞行器的阻力会显著增大。冲压发动机在飞
39、行器中的合理布局可明显减小阻力，获得大的升阻比（一般要求3），升阻比会大大影响飞行器的飞行距离。同时，发动机在飞行器中的布局会影响到飞行器外形，对进入发动机的气流流量大小、流场品质也有重要影响，另外还会影响到导引头及控制制导设备的布局。因此，冲压发动机设计中，必须强调和总体的一体化设计，这是和使用纯火箭发动机飞行器设计的重大区别。一体化研究的主要内容包括发动机在飞行器中的布局，飞行器前体对发动机进气道性能的影响。根据发动机及弹体参数计算飞行弹道，证明飞行器性能是否满足总体要求，这个过程可能需要多次反复协调才能完成。3.2 超燃冲压发动机总体技术总体技术主要涉及协调与飞行器总体的关系，约束发动机
40、各部件及性能指标，包括发动机总体性能优化选择、总体结构形式、热防护结构各部件形式选择与性能要求、燃油供应系统控制等。超燃冲压发动机在设计点有高的性能，但当偏离设计点时性能迅速下降，这就给发动机设计带来困难。因此，如何优化设计，使超燃冲压发动机在较宽的马赫数范围内具有较高性能显得非常重要。3.3 进气道技术进气道的功能是利用迎面高速气流的速度冲压，有效地将其动能转换为位能，提高气流压强和温度。一体化设计要求进气道不仅是飞行器的部件，同时又是飞行器总体的组成部分，对进气道的要求应是动力装置和飞行器两者对它的要求。对进气道的设计要求是：有高的总压恢复系数（因为总压代表气流的做功能力），流量系数大，阻
41、力系数小，出口气流流场畸变指数小，这些性能要求与进气道的几何形状密切相关。进气道对附面层、壁面摩擦、附面层与激波的相互影响也很敏感，且各指标间相互矛盾。进气道形式有很多，典型的超声速进气道有轴对称进气道和二元进气道等，选择何种进气道和飞行器总体有很大关系。进气道研究与设计要以空气动力学、气体动力学、计算流体力学和风洞模拟实验技术为基础。由于计算流体力学和计算机技术的发展，在以后的计算中应采用粘性流场来计算，这样可以更准确地预估出进气道的实际流场。显然，数值分析方法的可靠性和精确度还需试验结果的验证。从目前看，超声速飞行器要实现远距离飞行，大多采用升力体外形，发动机后置，并采用下颚式进气道，这种
42、布局确实有其优越性，容易拓展到以后的高超速飞行器。3.3.4 燃烧室技术超燃冲压发动机工作时，来流在燃烧室燃烧时以超声速流动，滞流时间只有几毫秒，在如此短的时间内要实现燃料的喷射、雾化、掺混、点火、稳定燃烧是很难的。超燃冲压发动机为适应飞行器不同马赫数下的工作要求，需要在同一燃烧室中实现亚燃和超燃双模态燃烧，这是超燃冲压发动机实现工程应用的关键技术。实现双模态燃烧目前有两种办法：一种是通过控制燃料喷射位置、燃烧程度来实现。但是燃烧控制非常困难，因为其不仅受到燃料的物理化学状态、喷射情况、燃料与空气的掺混情况、燃烧室中涡流及附面层等因素的影响，且要求在飞行马赫数及设计油气比范围内稳定燃烧。另一种
43、方法是通过调节燃烧室通道的几何面积来适应双模态燃烧要求，但由于燃烧室温度高达2000K3000K，使得几何调节结构设计相当困难。如何可靠点火并使燃烧稳定和增强混合技术也是超燃冲压发动机燃烧室关键技术之一。燃烧室的另一关键技术是冷却。超燃冲压发动机外部是高超声速气流，气动加热很严重，计算表明，当飞行器马赫数达到6 时，飞行器头部来流滞止温度达1700K，而发动机内部流场气流总温可达3000K 以上，因此必须采用主动冷却的方法来保证发动机正常工作。在发动机冷却中，只能采用燃料冷却，而发动机工作中所需的燃料流量很小，这就给发动机的结构热防护带来更大困难，尤其是采用碳氢燃料（如煤油）时更是如此。超燃发
44、动机点火技术也是一项具有挑战性的课题。目前的点火方式有自燃点火，加气氢辅助点火等，也可以借鉴火箭发动机的研制经验，考虑用强制点火的办法（如火炬点火等）实现超燃冲压发动机点火。3.5 燃油供应与控制技术超燃冲压发动机要求在宽马赫数范围内工作，其高速度、大空域、机动飞行的特性要求燃油供应系统具有调节能力，以使发动机获得满意的性能。这项技术的关键是总体确定由哪几个参数作为反馈来调节油气比。燃油调节系统可借鉴航空发动机燃油供应系统的设计方法，并利用先进的计算机技术实现控制。3.6 燃料技术目前使用的燃料可分为两大类：一类是液氢，另一类是碳氢燃料（如煤油）。液氢由于有高的性能、易实现点火、且是优良的冷却
45、剂，在超燃冲压发动机研制中广泛应用。但液氢属于低温推进剂，使用维护复杂，且密度低（0.07g/cm3）、体积大、仅适用于高速飞机及单级入轨空天飞机组合循环系统。近年来，高超声速技术在导弹武器系统的应用前景日趋看好，各国加紧进行碳氢燃料的研究。碳氢燃料价格低廉，且易于使用维护，特别适用于导弹武器系统使用。但是碳氢燃料点火滞后时间比氢长一个数量级以上，火焰传播速度比氢的火焰传播速度要低一个数量级，这样碳氢燃料点火和稳定燃烧相对于液氢就比较困难。典型的碳氢燃料是煤油。针对煤油点火困难这一难题，有的研究者采用加入气氢的办法解决了点火问题。此种方法在以后的研究中仍值得借鉴。近年来，人们将研究重点集中到吸
46、热型碳氢燃料的研究中，该燃料的关键技术是催化裂解、防止结焦。另外，在吸热型碳氢燃料中还可考虑加入添加剂的方法，加快相变裂解，以便于点火燃烧。3.7 发动机热结构设计、耐热材料超燃冲压发动机的各部分结构要能承受飞行器高速飞行时的气动加热及高过载，发动机热结构设计很关键。比较一致的看法是，必须采用燃料主动冷却的方法来设计热结构，同时应尽快开展耐热、高强度材料（如陶瓷、复合材料等）的研制。否则，超燃冲压发动机将无法实现工程应用。三、高超声速飞行器外形设计乘波体是一种前缘都具有附体激波的超音速或高超音速飞行器。由于激波附着于乘波体的前缘，所以可以防止下表面的高压气流“漏到”上表面，因此与传统的超音速或
47、高超音速飞行器相比，这个特点使乘波体飞行器具有很高的升阻比。现代导弹的设计，不管是近距、远距还是巡航导弹，都要求具有快速、大机动、阻力小以及足够的射程等性能。在保证足够的有效容积的前提下，给出具有最小阻力、最大升阻比的气动外形就成了导弹弹体设计的主要标准之一。在众多低阻飞行器的气动外形设计中，乘波体外形就是其中非常想的一种，成为航空航天领域很多高超音速飞行器的首选气动外形之一。1959年Nonweiler教授最早提出了乘波外形的概念，这种外形形状独特，在设计飞行条件下，恰似踏波而行，故冠之以“乘波外形”。在三维情况下，普通外形的飞行器下表面的流体从侧面向上表面流动，造成下表面上流动产生横向分量，导致飞行器升力减小，因此，常规外形已经不能满足高超音速飞行条件下的性能要求，而乘波构型由于激波附着在前缘，下表面横向流动分量很小，因此被广泛应用于高超音速飞行器设计中。图5典型的乘波体外形B-52翼下的X-51A-