学科前沿论文

学科前沿论文姓名刘清扬班级01811101学号1120110217学科前沿论文—关于高超声速飞行器刘清扬高超声速飞行器的研究背景多少年来,飞向太空，飞得更高，飞得更快，一直是人类孜孜以求的梦想。然而人类真正的飞行史仅有百年。有清楚文字记载的人类首次飞行在1903年12月17日，美国莱特兄弟的飞机试飞成功，其飞行速度为56千米/时，飞行距离36.6米，飞行时间12秒。这个简单的飞行器开创了人类飞行的新纪元元。在二次大战期间，由于受到战争需求的强烈驱动，飞机的飞行速度迅速提高，当时战斗机的飞行速度已高达640千米/时，飞行高度9千米。从1947年10月14日美国由火箭推动的X-1飞行器实现了超声速飞行，飞行速度为1127千米/时（马赫数1.06）、飞行高度1.3千米，到20世纪六七十年代超声速战斗机飞行速度达2200千米/时（马赫数2.11）、飞行高度19千米，在不到20年的时间里，人们克服“声障”，实现了从亚声速到超声速飞行的跨越。马赫数5以上最早的高超声速飞行是由美国的X-15飞行器在七十年代实现的，其飞行速度为7297千米/时、飞行高度30.5千米。它是一种由火箭驱动的实验性飞行器，具有可在大气层内外飞行的能力。它先由波音公司的B-52轰炸机带到12千米高空投放，然后开始自主飞行。这种飞行器已具有一些超声速飞行器所没有的高超声速飞行器的特色，它不再以翼型理论作为主要设计基础而应用了升力体的新概念，采用了镍质合金的热防护结构以克服高超声速流动特有的气动热问题。在X-15的头部附近还增设有射流孔可用于飞行姿态控制，而传统飞行器的姿态控制都是由舵翼来实现的。更高的飞行速度是由航天飞机实现的。美国的航天飞机从360千米地球近地轨道再入大气层时，其飞行速度可高达马赫数25。如果以地面声速作度量，这个速度可换算为30600千米/时。尽管已经初步实现了高超声速飞行，但是真正的高超声速飞行时代尚在人们的期待之中。美国气体动力学家安德森在他最近的一本计算流体力学的教科书中写道：“21世纪早期，在世界的某一主要机场，一架漂亮的流线型飞机滑向跑道，加速起飞，迅速爬升，几分钟之后，就在大气层内达到了高超声速，很快地消失在人们的视线之外。这时它的超声速燃烧推进系统继续提供足够的推力，使其飞行速度高达8000千米/时，顺利地进入地球近地轨道。”他强调这不是科学幻想，未来的高超声速飞行器将在新世纪的早期成为现实。依据飞行器飞行速度的增长趋势，纵观航空航天百年发zhan史，这种对高超声速飞行器的推测是合理的。高超声速飞行器的应用背景是显而易见的：作为运输客机，它可以在两个小时之内由北京飞抵纽约，实现环球旅行的早出晚归；作为跨大气层的空天运输器，它可以帮助人们实现经济、高效的太空开发和利用。高超声速飞行器也是空天做战必须的武器,以其高超的特性实施突防,使敌方难以做出有效的反应,而急速精确地打击目标,同时发射平台还无需进入危险区域,大大提高自身的生存力,显然其做战效能是非常高的。高超声速飞机采用超音速燃烧式冲压发动机，它可以吸入空气中的氧气作为一种补充动力，这样不仅能为飞机提供强大的动力，而且极大地减轻了飞行的燃烧载荷，目前这项技术还应用于高超音速导弹的研制。高超声速技术不仅限于军方和高科技的研究开发，美、英、日等国也把它推向民用，空天飞机将使太空旅游成为可能。空天飞机可在复杂的气象条件下全天候飞行，可作为人造地球卫星进入近地轨道及向轨道站运送物品的运载器。高超声速的产生和特点高超声速飞行器具有飞行高度高、速度快、侧向机动性好的优点，能在很短的时间内抵达地球上的任何一点，迅速打击数千或上万公里外的各类军事目标。这主要是因为它具有高性能动力推进系统。超燃冲压发动机、脉冲爆震发动机是高超声速飞行器的关键技术。目前，各国发展高超声速技术主要选用燃料可在高超声速内流中稳定燃烧的高超声速燃料(简称超燃)冲压发动机。超燃冲压发动机的适用范围为马赫数5一l6，飞行时不需要自身携带氧化剂，直接从大气中吸收氧气，作为助燃剂。冲压发动机由进气道、燃烧室、推进喷管三部分组成。所谓冲压，就是迎面吸进的高速气流在进气道内被迅速扩张、减速、增压的过程。当气压和温度升高后，气体进入燃烧室与燃料混合燃烧，经膨胀加速，由喷口高速排出，产生推力。这项技术的结构质量轻、飞行成本低，可控能力强、安全性好，可长时间使用，是实现高超声速飞行的理想动力装置。脉冲爆震发动机适用于所有尺寸和所有速度的推进系统，从发射到高空高超声速飞行甚至轨道机动都能使用，尽管在50km以上时需要使用氧化剂，但由于应用范围更广泛也更具革命性，因此也是各国发展高超声速飞行器的热点。高超声速飞行器具有以下优点：(1)飞行速度快，全球到达。未来的战争是高信息化、高智能化的战争，未来的空中打击力量将主要依靠高度和速度取胜。这种高超声速飞行器能在大约两个小时之内攻击全球任何角落的目标。(2)稍纵即逝，探测难度大。空中目标的运动速度直接决定其通过敌方防御体系作战空域的时间，对突防概率影响极大。高超声速飞行器飞行速度快，回波积累数量少，雷达探测能力明显降低，探测高超声速空中目标难度加大。(3)突防能力强，拦截困难。高超声速飞行可有效缩短对目标的反应时间，从目前的情况来看，现有的地面防空武器系统的方向转动机构的转动速度慢，不能有效瞄准，因此突防概率高。(4)射程较远，威力较大。目前国外正在研究的高超声速导弹射程都在几百千米、几千千米，并且高超声速飞行时动能大，若设计与亚声速飞行器相当质量的战斗部，高超声速飞行器战斗部威力更大。高超声速飞行器的关键技术这里只重点讨论吸气式高超声速近空间飞行器的相关问题.吸气式高超音速飞行涉及许多重大关键技术问题,但从美国的发展经验看,4个必须达到成熟化的关键性技术是:吸气式推进系统和飞行试验技术;材料、热防护系统和结构技术;飞行器的一体化设计和多学科设计优化技术;把地面试验与数字模拟相结合的分析综合技术.在上述关键技术中,吸气式推进系统居于首位.以超燃冲压发动机为动力的高超声速飞行器研制面临一系列技术上的难题.美国(包括俄罗斯等国家)为此付出了近半个世纪的艰苦努力,制定了多个不断变化的发展计划,几经起伏,最终探索出一条比较实际的、循序发展的道路.发展高科技工程必须要有基础研究的积累,在关键技术问题上取得突破,否则,可能导致失败的后果.当前应当抓紧进行的主要研究和关键技术攻关工作包括:(1)高温气体动力学高温真实气体效应是高超声速飞行器研制中必须考虑的一个重要问题.对于高温气体非平衡流动问题,已进行了大量的研究.对高温气流中化学反应速率的知识不足,特别是在振动自由度激发、分子离解、表面化学反应等各种因素耦合在一起的情况下,更是知之甚少.目前存在的主要问题是:高温气体热力学特性和化学反应速率常数以及化学反应模型的选取,还有一定的不确定性，这将导致头部激波脱体距离、物面边界层速度剖面、密度剖面和物面热流等重要参数预示上的偏差.美国人在总结X-43A经验时曾提出要重点研究高超声速对下列问题的影响:边界层从层流转变为湍流的转捩问题,湍流边界层的流动和剪切层的流动,激波与边界层之间的相互作用,燃料喷注入气流、燃料与空气的混合、燃料与空气之间的化学反应,机身与推进系统一体化设计的飞行器性能和可运行范围.对于上述这些问题的研究,都应当充分利用和发挥现代光学诊断技术和高速数值计算技术所具有的优势.地面模拟试验设施.目前在美国仅仅存在为数不多的几个可用于高超音速飞行研究的高焓试验设施,而且这些设施在试验范围上还都受到种种限制.各类脉冲型风洞的最高焓值范围可以高达对应马赫数20的飞行速度,但都是短持续时间(1»10ms)的试验设施.试验时间可以相对较长的一些设施,都是污浊(不清洁)空气的风洞,在这些风洞的自由气流内含有燃烧产物,而且它们的最高焓值范围仅限于对应马赫数8以下的飞行速度.与高焓值状态相伴随出现的一些新的流动变量,例如分子振动自由度的激发、各种分子和离子的浓度等,都可以用现代光学诊断技术进行测量,但目前这些技术仅仅在极有限的情况下,在高焓值的地面试验设施上得到应用.能够提供更长试验时间(即从几毫秒提高到几秒量级)的高焓地面试验设施和能够提供更高诊断能力的地面试验设施都是必不可少的.为了能够满足高超音速飞行系统研制开发所提出的要求,可能还需要建设新的地面试验设施.(2)超燃基础和新概念推进研究在能够促使吸气式高超音速飞行实现的各种关键技术中,推进技术占据首要的位置.对于超燃冲压发动机的研制来说,存在着许多具有挑战性的技术难题,包括:在整个宽广的运行速度范围内(特别是在马赫数超过8的情况下)超燃冲压发动机内部流动,燃烧稳定性与过程优化,地面试验和精细流场诊断、飞行试验以及数字模拟技术;质量轻、耐高温的发动机材料和有效的热管理技术;研究新的发动机技术,以及验证飞行速度大于马赫数8情况下的发动机性能;研究发动机/飞行器一体化设计方法(包括进气道/发动机/尾喷管组合;综合气动力与防热一体化;高升阻比与操稳特性的协调;气动特性与结构完整性设计;气动外形与有效载荷容积要求;多学科多目标(multidis-ciplinarydesignoptimization,MDO)总体优化等.),实现可实际运行的、具有高性能的一体化设计的飞行器方案;如何从低速推进模式转变成高速推进模式的问题,特别是在采用可变几何形状的发动机的情况下,如何实现工况转换的问题.1991年»1998年间,俄罗斯分别与法国,美国,德国等合作进行了超燃冲压发动机的验证性飞行实验.提出了一系列关键问题.从美俄的经验教训来看,这些基础性的问题不解决,超燃发动机的研制是不会取得成功的,因此在这方面还需下很大功夫.各种组合式和新概念动力装置研究.现有的动力装置,不论是火箭或超燃冲压发动机,对于在40»70km高度,持续、机动飞行的高超声速飞行器都是不理想的.要积极探索各种组合式和新型动力装置(如:脉冲爆轰驱动、激光/等离子推进、核动力推进等)研究其作用原和实用化问题在这方面如能取得突破,将为未来自主创新和跨越发展争取到主动.(3)新型防热、隔热原理、材料与结构现有飞行器热防护系统大都是针对战略弹头的,特点是:简单外形、短时间、很高的加热率.采用的主要办法是烧蚀热防护．新一代空天飞行器热防护问题具有不同的特点:复杂的升力体外形、中低热流和长时间加热.为了获得良好的气动特性,一般需采用保持飞行器外形不变的非烧蚀热防护技术,还要解决长时间持续飞行的内部隔热问题.已经建立的宏观热防护理论已不能满足要求,要发展新的热流预示方法;非烧蚀热防护技术;防热结构的一体化设计技术;结构在力／热综合作用下的动态响应特性和破坏机制等.各种防热、隔热原理,包括:被动式(热沉、隔热、表面辐射)、半被动式(热管传导+辐射)和主动式(发汗、冷却膜、冷气流对流),都是值得深入探讨的问题.在发动机防热材料技术方面焦点集中在:采用主动式冷却方式的燃烧室壁板材料,以及超低温推进剂贮箱的材料.需要更加坚固耐用的被动式冷却的或者主动式冷却的(即需要使用冷却剂进行冷却的)热防护系统;燃烧室部分必须采用主动式冷却方式.虽然到目前为止已经对许多种不同的熱防护系统的候选设计方案进行了广泛的试验研究,但是还没有找到一个可以完全满足多种运行要求的解决办法.(4)变参数、快速响应、强鲁棒性、高效控制系统设计近空间飞行器为了追求高的升阻比和优异的机动性能,一般外形都比较复杂,飞行过程中速度和空域变化范围也很大.飞行器在不同速度下,自身的气动特性(升阻比、稳定性和操纵性)也会发生很大变化,这就为飞行控制增加了新的困难.高机动性要求快速响应的控制系统和大的控制力作用,以产生大过载.近空间飞行器控制问题研究的重点是,面对飞行器所具有的多变量、时变参数、强鲁棒性、高度非线性、纵横向交叉耦合、气动弹性效应显著等挑战性难题,研究系统的动力学建模、控制律设计及稳定性分析方法,尤其是长时间巡航飞行,严酷力、热载荷环境下的伺服机构的设计问题以及高机动状态下的精确控制问题等.高空大气密度稀薄,气动舵面的控制效