吸氣式飛行器通用飛行試驗(yàn)平臺(tái)技術(shù)研究

鄧帆 關(guān)鍵 王毓棟

摘要：高超聲速技術(shù)的快速發(fā)展使得對(duì)先進(jìn)技術(shù)驗(yàn)證手段的需求日趨緊迫。本文梳理了國(guó)外典型高速飛行試驗(yàn)平臺(tái)的發(fā)展歷程。針對(duì)吸氣式飛行器的試驗(yàn)需求，設(shè)計(jì)了具有強(qiáng)兼容性的通用化運(yùn)載器，并在2019年成功完成了兩次飛行試驗(yàn)；同時(shí)形成了系列化的試驗(yàn)平臺(tái)規(guī)劃，超聲速平臺(tái)用于Ma6以下飛行器的技術(shù)驗(yàn)證，高超聲速平臺(tái)為大尺寸飛行器提供不小于Ma10的試驗(yàn)窗口。試驗(yàn)平臺(tái)通過飛機(jī)式帶翼面布局設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)對(duì)不同試驗(yàn)任務(wù)的有效兼容及提供回收段的減速能力，同時(shí)在完成飛行試驗(yàn)服務(wù)的過程中逐步提升氣動(dòng)減速和傘降回收技術(shù)的成熟度和可靠性，從而為先進(jìn)布局及新型動(dòng)力等技術(shù)提供更快速、高效的驗(yàn)證手段，提升國(guó)內(nèi)高速飛行器相關(guān)專業(yè)領(lǐng)域的技術(shù)成熟度。

關(guān)鍵詞：吸氣式飛行器；飛機(jī)式布局；高超聲速；通用平臺(tái)

中圖分類號(hào)：V417文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.11.011

高速飛行器的研制需要數(shù)值計(jì)算、風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)三大手段的有機(jī)配合和互相支撐，其中，飛行試驗(yàn)主要目的是提升氣動(dòng)、控制、材料、推進(jìn)、結(jié)構(gòu)等系統(tǒng)的技術(shù)成熟度，獲得高超聲速科學(xué)測(cè)量的數(shù)據(jù)積累，同時(shí)掌握其測(cè)量方法及測(cè)試技術(shù)，并通過飛行數(shù)據(jù)使得地面設(shè)計(jì)工具獲得有效性及準(zhǔn)確度的持續(xù)驗(yàn)證。其特點(diǎn)是實(shí)現(xiàn)難度大、準(zhǔn)備周期長(zhǎng)、經(jīng)費(fèi)需求高，因此，各國(guó)在高速飛行器的研發(fā)過程中，都把飛行試驗(yàn)的高性價(jià)比方案作為一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)，美國(guó)國(guó)家航空航天局（NASA）牽頭已開展了半個(gè)多世紀(jì)的高速飛行器相關(guān)技術(shù)的飛行試驗(yàn)驗(yàn)證工作，在X系列飛行器上探索出多項(xiàng)高速飛行器分系統(tǒng)先進(jìn)成果，如高速氣動(dòng)布局、耐高溫復(fù)合材料、輕質(zhì)高強(qiáng)度結(jié)構(gòu)等；澳大利亞的Scramspace項(xiàng)目主要是通過飛行試驗(yàn)驗(yàn)證超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的工作性能；多國(guó)聯(lián)合的HyShot以及HyCause項(xiàng)目同樣是沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的類型及布局組合研究工作[1-2]。高速飛行器驗(yàn)證的趨勢(shì)逐漸從單項(xiàng)技術(shù)驗(yàn)證轉(zhuǎn)變?yōu)橐惑w化系統(tǒng)級(jí)驗(yàn)證[3]，吸氣式動(dòng)力飛行器的驗(yàn)證對(duì)飛行高度的要求使得彈道設(shè)計(jì)呈現(xiàn)出低空高動(dòng)壓的特點(diǎn)，這對(duì)飛行試驗(yàn)平臺(tái)都提出了更高的要求。

為滿足日益增漲的試驗(yàn)需求，2018年美國(guó)在第22屆 AIAA大會(huì)上推出了兩款可重復(fù)使用高超聲速飛行試驗(yàn)平臺(tái)：小型平臺(tái)Hyper-A及大型平臺(tái)Hyper-Z，分別定位于馬赫數(shù)6級(jí)和馬赫數(shù)10級(jí)飛行試驗(yàn)平臺(tái)，均從載機(jī)上空射投放，按照既定計(jì)劃自主飛行，最后采用無動(dòng)力滑翔方式在常規(guī)跑道上水平著陸，平臺(tái)可支撐大型高超聲速飛行器的技術(shù)攻關(guān)，包括高超聲速飛機(jī)和可重復(fù)使用航天運(yùn)載飛行器。平臺(tái)重復(fù)使用的目的是降低單次試驗(yàn)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(yàn)平臺(tái)的國(guó)內(nèi)外發(fā)展趨勢(shì)，針對(duì)吸氣式飛行器的技術(shù)驗(yàn)證需求，提出了高性價(jià)比、高通用性的飛行試驗(yàn)平臺(tái)設(shè)計(jì)方案，并在2019年完成了飛行試驗(yàn)考核，驗(yàn)證了方案的可行性。

1國(guó)外技術(shù)發(fā)展

作為全球領(lǐng)先的航空航天大國(guó)，美國(guó)在高速飛行技術(shù)驗(yàn)證上的發(fā)展思路可作為研究對(duì)象，其技術(shù)發(fā)展路徑大致分為三個(gè)階段。

1.1高速飛機(jī)平臺(tái)及其搭載技術(shù)試飛

為驗(yàn)證沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在Ma4～8的推力性能以及高空高速飛行器技術(shù)，X-15自1959年以來進(jìn)行了199次有動(dòng)力的飛行，掌握了火箭動(dòng)力、高超聲速飛行的氣動(dòng)加熱與飛行控制、再入稠密大氣的制導(dǎo)與控制，以及高空姿態(tài)控制等關(guān)鍵技術(shù)。

1.2地射火箭助推試飛

為給戰(zhàn)術(shù)巡航導(dǎo)彈及吸氣式跨大氣層飛行器做技術(shù)攻關(guān)，同時(shí)在經(jīng)費(fèi)約束的前提下利益最大化，美國(guó)2006年開啟了合作模式下的HIFiRE項(xiàng)目[4]，聯(lián)合多國(guó)科研機(jī)構(gòu)，采用成熟廉價(jià)的商業(yè)探空火箭，如圖1所示，以“經(jīng)濟(jì)、可行、原理性試驗(yàn)手段”對(duì)帶超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的乘波體的高超聲速性能進(jìn)行驗(yàn)證。為滿足不同的試驗(yàn)窗口對(duì)探空火箭采用了多級(jí)組合方式，多個(gè)平臺(tái)的缺陷在于試驗(yàn)數(shù)據(jù)的統(tǒng)一性，目前項(xiàng)目的最終有動(dòng)力巡飛HIFiRE-8未見飛試計(jì)劃安排。

1.3空射火箭助推試飛

2016年美國(guó)空軍研究實(shí)驗(yàn)室（AFRL）發(fā)布了《高速作戰(zhàn)系統(tǒng)支撐技術(shù)》（ETHOS）報(bào)告，啟動(dòng)高速作戰(zhàn)平臺(tái)技術(shù)的識(shí)別、研發(fā)及驗(yàn)證等工作，核心是研制可高頻次、低成本開展高超聲速技術(shù)驗(yàn)證的通用平臺(tái)，衍生出HyRAX項(xiàng)目，首要目標(biāo)是通過飛試驗(yàn)證重點(diǎn)方向的高超聲速技術(shù)和科學(xué)測(cè)量方法，并通過大規(guī)模的飛行試驗(yàn)，將高超聲速飛行器涉及的相關(guān)技術(shù)迅速提升到6級(jí)技術(shù)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(shù)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(tái)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(dòng)壓的真實(shí)飛行環(huán)境，以進(jìn)一步開展相關(guān)基礎(chǔ)研究、技術(shù)研發(fā)與風(fēng)險(xiǎn)降低等科研活動(dòng)。

美國(guó)60年以來在高速飛行器領(lǐng)域技術(shù)推進(jìn)過程中脈絡(luò)清晰，關(guān)注點(diǎn)從技術(shù)本身逐步到成本控制，最后期望達(dá)到二者兼顧的有利平衡，以高效率的方式分步推動(dòng)技術(shù)積累。HIFiRE項(xiàng)目集中體現(xiàn)出了這個(gè)特點(diǎn)，見表1，對(duì)于高超聲速領(lǐng)域基礎(chǔ)理論的研究，如圓錐體邊界層轉(zhuǎn)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(jí)火箭，以高拋彈道的形式完成飛行試驗(yàn)，獲取試驗(yàn)數(shù)據(jù)，由于探空火箭的特點(diǎn)，彈道傾角較大，使得有效試驗(yàn)窗口時(shí)間較短，主要適用于無動(dòng)力飛行器在氣動(dòng)、材料、控制等方面的技術(shù)驗(yàn)證。

對(duì)于高速飛行器動(dòng)力性能測(cè)試而言[5]，則分兩步走，第一階段帶飛點(diǎn)火，考核高空高速環(huán)境下的發(fā)動(dòng)機(jī)工作性能，需要試驗(yàn)平臺(tái)提供恒定動(dòng)壓，如HIFiRE-6；第二階段是分離后自由飛，測(cè)試發(fā)動(dòng)機(jī)自主加速性能，如HIFiRE-8，這兩類都需要試驗(yàn)平臺(tái)提供高度和速度控制精準(zhǔn)的平飛彈道。

如Terrier-Terrier-Oriole三級(jí)火箭的飛行彈道，如圖2所示，通過前兩級(jí)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(yàn)窗口（速度Ma6～7，動(dòng)壓50kPa）[6-7]，考核進(jìn)氣道的自啟動(dòng)范圍，并測(cè)試自適應(yīng)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(tái)替代多級(jí)火箭方案中的一級(jí)助推，使得飛行器以跨聲速在對(duì)流層頂部高度開始加速，以改善由于低空高速?gòu)椀涝斐傻母邿崃?，?duì)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(yàn)平臺(tái)X-60A即是由改裝過的“灣流”Ⅲ公務(wù)機(jī)從空中發(fā)射，采用單級(jí)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，通過壓低彈道開展高馬赫數(shù)高動(dòng)壓飛行試驗(yàn)，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(tái)，提供1min高超聲速（高度26km，速度Ma6，動(dòng)壓48kPa）試驗(yàn)窗口。

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

美國(guó)所開展的飛行試驗(yàn)主要以空基平臺(tái)為主，平臺(tái)選擇空間大，技術(shù)成熟，尤其是需要在高超聲速范圍的試驗(yàn)，在助推段可由載機(jī)平臺(tái)替代一級(jí)助推。X-51項(xiàng)目的載機(jī)交班點(diǎn)是15km及Ma0.8，助推器進(jìn)一步加速到Ma4.8，分離后飛行器依靠沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)最終加速到18km及Ma5.1； X-43A的運(yùn)載器（HXLV）是一個(gè)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(jí)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，升力體布局，由此可以在彈道上實(shí)現(xiàn)更為精準(zhǔn)、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(yàn)窗口要求。HIFiRE-2在低成本的思路下，則采用了三級(jí)助推Terrier-Terrier-Oriole發(fā)射[8]，在86.2kPa的恒定動(dòng)壓下將馬赫數(shù)從5.5加速到8.5，帶碳?xì)淙剂铣紱_壓發(fā)動(dòng)機(jī)的試驗(yàn)飛行器在24km高度、Ma6～8的加速飛行條件下工作了12s，發(fā)動(dòng)機(jī)成功實(shí)現(xiàn)從亞燃到超燃的模態(tài)轉(zhuǎn)換測(cè)試。

2試驗(yàn)平臺(tái)設(shè)計(jì)

我國(guó)現(xiàn)實(shí)情況是空基平臺(tái)較少，除軍用型號(hào)外，高校及科研院所的技術(shù)驗(yàn)證主要依賴在主型號(hào)上進(jìn)行搭載的方式，缺點(diǎn)是周期長(zhǎng)、約束多、經(jīng)費(fèi)高。

近些年，隨著國(guó)家政策的變化及發(fā)展先進(jìn)技術(shù)的迫切需求，科研院所及高校出現(xiàn)了技術(shù)驗(yàn)證獨(dú)立開展的趨勢(shì)，如圖4所示，例如，MF-1飛行試驗(yàn)[9-10]，采用單級(jí)固體火箭助推不分離無控方式，通過在試驗(yàn)?zāi)Ｐ吞囟ú课话惭b的溫度、壓力等傳感器，對(duì)飛行試驗(yàn)全程參數(shù)變化歷程實(shí)現(xiàn)測(cè)量，研究邊界層轉(zhuǎn)捩、激波邊界層干擾機(jī)理，其飛行彈道如圖5所示；國(guó)防科大的凌云通用試飛平臺(tái)，系列化地驗(yàn)證了沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的多項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)。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(tái)

具有回收功能的超聲速平臺(tái)主要可用于驗(yàn)證先進(jìn)布局、防熱材料、控制方法以及亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，同時(shí)在民用方面可為超聲速客機(jī)的一些關(guān)鍵技術(shù)，如抑制聲爆、典型部位熱防護(hù)以及流動(dòng)控制等進(jìn)行技術(shù)驗(yàn)證，運(yùn)載器上翼面的存在使得試驗(yàn)窗口結(jié)束后可通過拉起迎角開展快速氣動(dòng)減速，為傘降回收創(chuàng)造亞聲速開傘條件，從而完成對(duì)任務(wù)載荷的完整回收。

基于此思路，設(shè)計(jì)并制造了TXI-Y1帶翼面火箭，并于2019年4月23日在靶場(chǎng)開展了首次技術(shù)驗(yàn)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(biāo)起始點(diǎn)為發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)點(diǎn)17.6s，主動(dòng)段初期通過燃?xì)舛媸噶靠刂埔?0°迎角實(shí)現(xiàn)低空快速轉(zhuǎn)彎，從而壓低彈道高度，之后火箭進(jìn)入零升迎角飛行段，保證任務(wù)載荷的試驗(yàn)窗口，完成試驗(yàn)后彈道上采用了C形機(jī)動(dòng)、大迎角減速設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)了側(cè)向大機(jī)動(dòng)飛行，側(cè)向機(jī)動(dòng)距離大于20km，迎角從0°拉起到10°以上，如圖7所示，由于機(jī)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(dāng)速度減小到亞聲速階段，阻力增量進(jìn)一步增加到110%以上，飛行速度在215s內(nèi)順利從Ma3.52減速至Ma0.5，火箭利用機(jī)翼的氣動(dòng)減速效果明顯。

另一方面，與軸對(duì)稱助推相比，飛機(jī)式布局運(yùn)載器對(duì)任務(wù)載荷的兼容性明顯提升，首飛載荷為內(nèi)外雙乘波吸氣式飛行器前體，第二次飛行試驗(yàn)TXI-Y2火箭（2019年12月23日發(fā)射）的任務(wù)載荷是一個(gè)帶二元進(jìn)氣道的吸氣式飛行器，內(nèi)部安裝沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，頭部進(jìn)氣尾部背風(fēng)面泄流。兩個(gè)任務(wù)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(nèi)，當(dāng)速度降低到Ma2時(shí)0°迎角仍能保持這個(gè)偏差，4°迎角時(shí)二者3%的壓心偏差判斷為低速段Y2的進(jìn)氣道不啟動(dòng)所造成的壓心前移。總體而言，不同任務(wù)載荷對(duì)全箭穩(wěn)定性的影響很小，這體現(xiàn)出飛機(jī)式布局運(yùn)載器對(duì)試驗(yàn)任務(wù)的強(qiáng)適應(yīng)，滿足載荷對(duì)通用型試驗(yàn)平臺(tái)的技術(shù)指標(biāo)要求。

2.2高超聲速平臺(tái)

根據(jù)近年來國(guó)外高速領(lǐng)域內(nèi)技術(shù)發(fā)展的趨勢(shì)，對(duì)于高超聲速階段技術(shù)驗(yàn)證的需求也主要來源于吸氣式動(dòng)力飛行器，如圖9所示，其中機(jī)體/推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)是吸氣式高超聲速飛行器的關(guān)鍵技術(shù)，以美國(guó)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(dòng)機(jī)的技術(shù)驗(yàn)證（見圖10），分別于2004年和 2013成功地完成了飛行演示驗(yàn)證試驗(yàn)，標(biāo)志著在吸氣式高超聲速飛行器技術(shù)的工程實(shí)用化方面取得的重大進(jìn)展[11-13]。

從這兩個(gè)項(xiàng)目的試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)情況來看，吸氣式飛行器驗(yàn)證主要關(guān)注的是以下幾個(gè)方面。

（1）速域

根據(jù)燃燒室內(nèi)發(fā)生充分燃燒所需的當(dāng)?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(dòng)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(dòng)機(jī)進(jìn)氣道的空氣捕獲流量決定，一般高度在40km以下，同時(shí)，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(duì)飛行器熱防護(hù)形成壓力。

（3）動(dòng)壓

受沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)壓一般設(shè)計(jì)在50kPa左右，由此形成總體方案中彈道設(shè)計(jì)的飛行走廊約束條件。其上邊界由沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的工作效率和升重平衡能力決定，下邊界由飛行器熱防護(hù)的熱流密度、結(jié)構(gòu)承載能力的過載以及飛行動(dòng)壓等共同決定。

（4）尺度

X-43A質(zhì)量為1359kg，機(jī)長(zhǎng)3.66m，翼展為1.52m，高0.61m，X--51A質(zhì)量為671kg，機(jī)長(zhǎng)4.2 m，機(jī)身寬度為0.58m。由于超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推力裕度小，由此多采用機(jī)體/推進(jìn)一體化的氣動(dòng)布局形式以實(shí)現(xiàn)飛行器的推阻平衡，發(fā)動(dòng)機(jī)的尺寸基本決定飛行器的幾何外形，此類飛行器長(zhǎng)度一般在5m以內(nèi)，同時(shí)，為提升飛行器性能，頭部多采用類乘波設(shè)計(jì)，機(jī)身采用面積率進(jìn)行優(yōu)化，以達(dá)到減阻增升的目的，機(jī)身寬度一般在1m以內(nèi)，考慮到未來武器化的應(yīng)用背景，根據(jù)任務(wù)需求的不同，飛行器自身質(zhì)量通常設(shè)計(jì)在1t以內(nèi)。

對(duì)于吸氣式動(dòng)力飛行器的考核，核心是驗(yàn)證發(fā)動(dòng)機(jī)的啟動(dòng)/工作性能以及飛/發(fā)一體化的布局匹配性，試驗(yàn)窗口以動(dòng)壓為第一指標(biāo)，試驗(yàn)要求一般分為帶飛和自由飛。試驗(yàn)平臺(tái)設(shè)計(jì)要求飛行空域大、飛行速域?qū)?，涉及大空域?qū)捤儆驓鈩?dòng)布局、飛行控制技術(shù)以及大熱流高溫?zé)岱雷o(hù)技術(shù)等關(guān)鍵技術(shù)，氣動(dòng)、控制、結(jié)構(gòu)、材料、動(dòng)力等專業(yè)高度耦合。通用化運(yùn)載器設(shè)計(jì)思路如下。

（1）以控制能力覆蓋氣動(dòng)偏差

吸氣式動(dòng)力飛行器與滑翔飛行器的區(qū)別在于增加的內(nèi)流道影響，其中進(jìn)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(shè)計(jì)上重點(diǎn)提升控制余量，以平衡進(jìn)氣道壅塞/啟動(dòng)以及發(fā)動(dòng)機(jī)冷態(tài)/點(diǎn)火狀態(tài)變化帶來的氣動(dòng)影響。試驗(yàn)平臺(tái)可采用飛機(jī)式布局，與軸對(duì)稱布局相比較，以增加的氣動(dòng)阻力換取火箭的穩(wěn)定性，解決發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)變化造成的力矩差異，同時(shí)具備回收段的氣動(dòng)減速能力。

（2）局部變形適應(yīng)寬速域飛行

高超聲速試驗(yàn)任務(wù)在速度方面跨度大，火箭壓心移動(dòng)量通常超過15%，再考慮上大氣及動(dòng)力偏差，常規(guī)布局的控制面很難全程適應(yīng)。采用鴨式布局設(shè)計(jì)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?jǐn)?shù)據(jù)，右邊的彩色虛線為基本布局?jǐn)?shù)據(jù)，彩色實(shí)線為鴨式布局?jǐn)?shù)據(jù)），基本布局以高馬赫為設(shè)計(jì)點(diǎn)匹配質(zhì)心位置，試驗(yàn)段為高馬赫小迎角狀態(tài)，火箭小舵偏配平，進(jìn)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(dāng)速度降低到Ma3.5后彈出鴨舵，實(shí)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(duì)于超燃模態(tài)的動(dòng)力性能測(cè)試，單級(jí)助推能力很難滿足試驗(yàn)窗口需求，通常采用多級(jí)串聯(lián)的助推模式，如兩級(jí)方案設(shè)計(jì)過程中，通過彈道優(yōu)化設(shè)計(jì)盡量改善熱環(huán)境，減輕結(jié)構(gòu)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(jí)方案的連續(xù)/非連續(xù)助推彈道如圖12所示，一級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)在70s時(shí)關(guān)機(jī)，非連續(xù)助推方案在級(jí)間分離階段有20s的無動(dòng)力飛行過程，在此期間速度下降、高度增大，對(duì)照?qǐng)D13的動(dòng)壓曲線，兩個(gè)方案在進(jìn)入相同的試驗(yàn)窗口之前，非連續(xù)助推彈道的最大動(dòng)壓降低了近一半，大大減輕了主動(dòng)段飛行時(shí)火箭承受的力載，結(jié)合圖14的熱流密度曲線分析，非連續(xù)助推彈道在主動(dòng)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(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)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(dòng)段可合理調(diào)整下壓迎角，進(jìn)入高馬赫數(shù)階段后以一定負(fù)迎角飛行，一方面壓低彈道，保證到試驗(yàn)段時(shí)彈道傾角歸零，另一方面使得進(jìn)氣道處于來流背風(fēng)面，降低典型部位表面熱流，保護(hù)唇口及側(cè)壁等避免長(zhǎng)時(shí)間燒蝕。

3結(jié)束語(yǔ)

我國(guó)在高超聲速無動(dòng)力飛行器技術(shù)方向已經(jīng)突破一些關(guān)鍵技術(shù)，形成了一定的技術(shù)儲(chǔ)備和作戰(zhàn)能力；在高超聲速吸氣式飛行器和可重復(fù)使用航天飛行器領(lǐng)域仍處于技術(shù)儲(chǔ)備階段，通過大量開展關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)來推動(dòng)相關(guān)技術(shù)成熟，由此對(duì)飛行試驗(yàn)平臺(tái)提出了明確需求，主要特點(diǎn)如下：

（1）高效率、高性價(jià)比。高校及研究所的高速飛行器技術(shù)多集中于氣動(dòng)、材料、控制方法等專業(yè)，傳統(tǒng)的驗(yàn)證方式一般是搭載于主型號(hào)之上，在驗(yàn)證效果和時(shí)間進(jìn)度方面約束較多，而新技術(shù)轉(zhuǎn)化的時(shí)效性要求較高，采用商業(yè)試驗(yàn)平臺(tái)可提供有針對(duì)性、快速、高效的服務(wù)。

（2）強(qiáng)兼容性，通用化。用于測(cè)試的飛行器在外形特征、幾何尺寸上均有不同，從試驗(yàn)成本和數(shù)據(jù)準(zhǔn)確度的角度考慮，采用有較強(qiáng)兼容性的試驗(yàn)平臺(tái)來滿足不同飛行器的試驗(yàn)窗口要求，并且從試驗(yàn)平臺(tái)的布局設(shè)計(jì)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(yàn)?zāi)芰σ?，這需要通過布局本身的局部變形來實(shí)現(xiàn)，而通過對(duì)飛行器的回收，可獲得飛行器防熱材料真實(shí)飛行環(huán)境下燒蝕效果更全面、更豐富的一手試驗(yàn)數(shù)據(jù)。

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（責(zé)任編輯陳東曉）

作者簡(jiǎn)介

鄧帆（1982-）男，博士，高級(jí)工程師。主要研究方向：高速試驗(yàn)平臺(tái)總體設(shè)計(jì)。

Tel：010-53323070

E-mail：dengfan8245@sina.cn

關(guān)鍵（1988-）男，碩士，高級(jí)工程師。主要研究方向：飛行器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)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(fù)使用火箭總體設(shè)計(jì)。

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