吸氣式高超聲速機動飛行樣式及其關(guān)鍵技術(shù)分析

段鵬飛 高書亮 王恩亮 王瀚

摘 要：機動飛行性能是確保吸氣式高超聲速飛行器實現(xiàn)多種應(yīng)用的關(guān)鍵能力之一， 本文重點對吸氣式高超聲速飛行器機動能力特點進(jìn)行研究。 首先分析了國外吸氣式高超聲速飛行器的發(fā)展趨勢， 就其典型機動能力水平和機動樣式進(jìn)行了初步分析， 以美國當(dāng)前典型高超聲速導(dǎo)彈項目為例， 梳理了吸氣式高超聲速飛行器的典型機動應(yīng)用樣式。 在此基礎(chǔ)上， 從總體設(shè)計、 氣動外形、 飛發(fā)一體、 制導(dǎo)控制、 多場耦合等方面， 梳理分析了確保和提升吸氣式高超聲速飛行器機動能力的關(guān)鍵支撐性技術(shù)。

關(guān)鍵詞：? 高超聲速飛行器； 吸氣式；? 機動能力； 氣動外形； 飛發(fā)一體； 制導(dǎo)控制； 多場耦合

中圖分類號：? TJ760； V249

文獻(xiàn)標(biāo)識碼： A

文章編號：? 1673-5048（2024）02-0099-07

DOI： 10.12132/ISSN.1673-5048.2024.0028

0 引? 言

吸氣式高超聲速飛行器是指采用沖壓發(fā)動機作為動力裝置， 穩(wěn)定飛行馬赫數(shù)大于5的飛行器。 相比于其他傳統(tǒng)飛行器， 吸氣式高超聲速飛行器具有航程遠(yuǎn)、 速度快、 能夠穩(wěn)定巡航等特點， 是世界各國重點發(fā)展的一類高超聲速飛行器。 從目前發(fā)展情況來看， 確保和提升機動能力， 是此類飛行器遂行多種應(yīng)用任務(wù)、 提升綜合應(yīng)用效能的關(guān)鍵。 由于吸氣式高超聲速飛行器采用的沖壓動力體制具備飛行過程中持續(xù)推力供給能力， 因此相比于其他采用固體火箭動力的飛行器具備更加優(yōu)秀的機動能力基礎(chǔ)。 但同時， 其機動飛行也受到諸如沖壓發(fā)動機包線限制、 飛/發(fā)性能匹配、 多物理場耦合效應(yīng)等多種因素的影響和制約， 這在客觀上限制了此類飛行器機動能力的提升和任務(wù)應(yīng)用場景的擴展。? 本文重點分析該領(lǐng)域國外發(fā)展趨勢， 總結(jié)國外典型吸氣式高超聲速飛行器的機動應(yīng)用特點， 分析梳理了未來能夠制約和影響吸氣式高超聲速飛行器機動能力的關(guān)鍵技術(shù)。

1 吸氣式高超聲速飛行器國外發(fā)展趨勢

隨著近年來國外高超聲速領(lǐng)域的快速發(fā)展， 吸氣式高超聲速飛行器的種類日漸增多［1］。 美國等國家正大力開展相關(guān)領(lǐng)域的技術(shù)攻關(guān)， 累計開展了多項預(yù)研項目研究。 目前國外主要在研的吸氣式高超聲速項目如表1所示［2-3］。美國、 俄羅斯多個吸氣式高超聲速項目正在加速推進(jìn)中， 其中部分項目已逐步轉(zhuǎn)入研制階段。 當(dāng)前， 國外主要吸氣式高超聲速飛行器多數(shù)采用非軸對稱扁平外形和腹部進(jìn)氣的經(jīng)典氣動外形， 使用了采用等高度-速度巡航飛行控制策略， 其機動性能量化水平尚無明確報道， 但總體上相對偏低。 從氣動外形和結(jié)構(gòu)布局形式來看， 多數(shù)采用乘波體氣動外形的吸氣式高超聲速飛行器（如美國X-51A）， 其可用過載水平和機動快速性都相對較低； 根據(jù)相關(guān)計算分析， 其縱向控制回路的時間常數(shù)偏大， 控制敏捷性很可能較為遲緩， 很難滿足面向大過載瞬時機動的需要［4］。 現(xiàn)階段沖壓發(fā)動機攻角工作包線相對較窄， 對于攻角機動限制較大， 客觀上限制了機動幅度。 同時有分析表明， 采用單獨的STT（側(cè)滑轉(zhuǎn)彎）和BTT（傾斜轉(zhuǎn)彎）控制均不能產(chǎn)生足夠的側(cè)向機動過載， 必須針對性地采用側(cè)向機動控制策略， 才能提升側(cè)向機動過載［5］。 總體來看， 由于其飛行/巡航高度相對偏高， 相較于飛行高度更低的傳統(tǒng)戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈， 吸氣式高超聲速飛行器的縱向、 橫向機動過載能力相對偏低。

2 國外吸氣式高超聲速飛行器典型機動樣式

實現(xiàn)飛行器的機動， 往往需要飛行器利用氣動力和其他操作力裝置產(chǎn)生附加推力和附加加速度， 從而改變速度大小和方向。 根據(jù)當(dāng)前國外在高超聲速領(lǐng)域的主要發(fā)展現(xiàn)狀和動向， 機動能力的有效提升有助于吸氣式高超聲速飛行器進(jìn)一步擴展應(yīng)用范圍和任務(wù)包線， 能夠滿足更加多樣的應(yīng)用需求、 適應(yīng)更加復(fù)雜的應(yīng)用場景。 以美國在研高超聲速巡航導(dǎo)彈（HACM）項目為例， 為了遂行遠(yuǎn)程精確打擊任務(wù)， 其全程機動主要包括預(yù)設(shè)程序機動和在線自主機動兩類典型樣式， 如圖1所示。 其中， 預(yù)設(shè)程序機動是指HACM根據(jù)事先裝訂的飛行任務(wù)規(guī)劃指令、 待飛抵目標(biāo)區(qū)域和中途固定攔截威脅等參數(shù)， 按照預(yù)設(shè)機動程序， 在指定時間和地域開展規(guī)避繞飛等行動， 即在適當(dāng)時刻通過橫側(cè)向機動實現(xiàn)航跡大幅側(cè)擺， 從而隱藏當(dāng)前航向與真正攻擊目標(biāo)的關(guān)系， 規(guī)避敵方攔截打擊武器的攻擊。 這類機動形式相對簡單， 機動速度較慢， 機動轉(zhuǎn)彎半徑較大， 對于機動能力的要求相對較低。 在線自主機動是指HACM在其中段突防過程中， 根據(jù)實時敵我態(tài)勢感知情況， 尤其是針對突發(fā)機動式探測、 攔截手段等實施航跡自主變化， 從而規(guī)避敵方探測和攔截， 起到成功突防的效果。 在自主機動過程中， HACM通過相關(guān)信息支援， 及時獲取敵方攔截武器來襲方向、 距離、 速度等關(guān)鍵參數(shù)， 通過自主處理計算， 實時生成最優(yōu)機動規(guī)避指令和過載指令， 并驅(qū)動空氣舵等作動裝置執(zhí)行相應(yīng)的過載指令。 機動規(guī)避能夠更好地發(fā)揮高超聲速飛行器遠(yuǎn)航程、 高速度的優(yōu)勢， 通過機動實現(xiàn)事先難以預(yù)測的飛行軌跡突然式改變， 增大對方進(jìn)行穩(wěn)定探測跟蹤的難度， 造成對航跡預(yù)測的困難或精度下降， 進(jìn)而使其無法進(jìn)行有效的攔截作戰(zhàn)籌劃和彈道解算， 破壞或遲滯敵方攔截行動， 提升HACM的生存能力。 機動能力與最優(yōu)制導(dǎo)律相結(jié)合， 可有效提升突防概率。 由于吸氣式高超聲速飛行器可由沖壓發(fā)動機提供持續(xù)動力， 因此只要機動過程中的協(xié)調(diào)控制指令合理搭配， 能夠有效協(xié)調(diào)攻角、 側(cè)滑角、 速度、 推力等相關(guān)參數(shù)， 有望確保其機動過程始終處于沖壓動力的工作包線內(nèi)， 通過發(fā)動機持續(xù)工作使得飛行過程中不掉速和少掉速［6］， 從而降低機動對射程、 彈著點、 平均速度、 攻擊精度等性能的影響［7］。

3 吸氣式高超聲速飛行器機動飛行關(guān)鍵技術(shù)

吸氣式高超聲速飛行器的機動飛行過程非常復(fù)雜， 需要吸氣式飛行器具備多種關(guān)鍵性支撐技術(shù)， 才能確保機動過程的安全穩(wěn)定， 尤其是保證在長時間、 高馬赫數(shù)飛行狀態(tài)下， 飛行器及配套沖壓發(fā)動機的安全穩(wěn)定。 為確保其各類機動飛行樣式的實現(xiàn)， 針對典型能力需求， 結(jié)合當(dāng)前國外吸氣式高超聲速技術(shù)發(fā)展的現(xiàn)狀和趨勢， 吸氣式高超聲速飛行器在提升機動能力方面還需要突破很多關(guān)鍵技術(shù)， 主要包括以下幾個方面。

3.1 高性能高超聲速總體構(gòu)型優(yōu)化技術(shù)

與傳統(tǒng)飛行器不同， 吸氣式高超聲速飛行器的總體設(shè)計必須綜合考慮飛行器與動力強耦合的現(xiàn)實問題， 面向高升力、 低阻力、 遠(yuǎn)航程、 高容積率等相關(guān)約束目標(biāo)， 開展面向飛行器一體化精準(zhǔn)動力學(xué)建模和多要素優(yōu)化設(shè)計。 由于吸氣式飛行器的獨特動力裝置， 因此總體構(gòu)型設(shè)計與優(yōu)化不可避免地應(yīng)該與沖壓發(fā)動機流道性能一體化加以考慮。 當(dāng)前， 升力體氣動布局和軸對稱氣動布局是主要的兩類總體氣動構(gòu)型形式。 其中， 升力體構(gòu)型的前體多采用偏二維設(shè)計， 其特征是利用較為“扁平”的前體產(chǎn)生較大的升力和較高的升阻比［8］。 同時， 升力體前體還作為進(jìn)氣道的預(yù)壓縮面， 與發(fā)動機進(jìn)氣口一體化融合設(shè)計， 能夠與三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道等多種先進(jìn)進(jìn)氣形式一體化集成。 以美國X-51A飛行器為例， 該飛行器更加細(xì)長， 且前體采用乘波體機身設(shè)計， 腹部壓縮面采用兩級壓縮； 進(jìn)氣道側(cè)板后掠， 能夠緩解機身側(cè)面產(chǎn)生的分離區(qū)， 從而增強進(jìn)氣道起動性能。 此外， 升力體布局由于升力水平總體較高， 因此其法向機動過載水平相對較大。 但升力體布局的設(shè)備裝載容積相對較少， 易產(chǎn)生邊界流動分離， 以及敏捷控制響應(yīng)能力不足等問題， 快速機動能力一般不強。 軸對稱布局能夠提供較大裝載空間， 同時可采用STT等控制方式進(jìn)行全向快速機動， 但其典型工作點下的升力系數(shù)和升阻比相對偏低， 法向過載偏?。?］。 為了進(jìn)一步提升吸氣式飛行器的機動能力和其他飛行性能， 近年來國外相關(guān)領(lǐng)域正逐步開展新型復(fù)合氣動布局形式研究， 兼顧寬速域氣動性能、 裝載空間和發(fā)動機性能匹配等需求， 發(fā)展前緣鈍化、 變激波角等寬速域氣動外形設(shè)計方法； 同時， 為了有效提升高超聲速階段的升力特性、 靜穩(wěn)定裕度、 過載能力等關(guān)鍵性能， 國外逐步開始探索基于加裝變條升力面、 折疊、 伸縮、 變后掠等高超聲速飛行器可變外形方案［10］， 其中， 波音公司的“先進(jìn)超聲速沖壓推進(jìn)”（SPEAR）導(dǎo)彈方案采用了基于加裝變條升力面的方式， 在機體兩側(cè)安裝有較長的邊條翼裝置， 用于提高升力（如圖2所示）。 由于安裝位置位于進(jìn)氣道下游， 邊條翼流動不會對飛行器內(nèi)流造成影響。

3.2 高效發(fā)動機流道設(shè)計與燃燒組織技術(shù)

采用沖壓發(fā)動機作為動力裝置是吸氣式高超聲速飛

行器的基本特征， 如何確保沖壓動力工作平穩(wěn)、 與飛行器工作狀態(tài)有效匹配是確保飛行性能的關(guān)鍵因素。 目前， 高超聲速和超聲速飛行器多采用飛推一體化設(shè)計， 飛行器姿態(tài)與推進(jìn)系統(tǒng)高度耦合［11］。 高超聲速來流條件下進(jìn)氣道對沖壓發(fā)動機的總體性能有非常重要的影響。 如何保證沖壓發(fā)動機在較寬速域和工作范圍內(nèi)的穩(wěn)定工作是提升機動能力的關(guān)鍵。 一方面要保證寬速域飛行包線內(nèi)的進(jìn)氣流量捕獲能力、 較高總壓恢復(fù)系數(shù)和工作穩(wěn)定性， 為發(fā)動機提供高品質(zhì)進(jìn)氣； 另一方面要確保機動過程中攻角和側(cè)滑角的變化范圍與進(jìn)氣道的工作狀態(tài)相互匹配， 避免不起動、 起動遲滯和飛行熄火等問題， 否則將極大限制基于大攻角的全向機動能力的發(fā)揮。 此外， 必須有效避免由于燃燒室燃燒振蕩引起的動態(tài)反壓對進(jìn)氣道起動帶來的不利影響［12-13］。 目前， 從國外發(fā)展來看， 軸對稱進(jìn)氣道、 二維壓縮進(jìn)氣道、 側(cè)壓進(jìn)氣道和內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道等多種進(jìn)氣道形式在不同飛行器上均得到一定應(yīng)用［14］。 相關(guān)高超聲速進(jìn)氣道發(fā)展應(yīng)用趨勢如圖3所示。

需要指出的是， 吸氣式飛行器以沖壓發(fā)動機流道為基礎(chǔ)， 該流道是否能夠穩(wěn)定工作是確保全程可靠機動的重要因素之一。 一方面是不斷提升沖壓發(fā)動機熱防護(hù)水平， 尤其是針對燃燒室部位。 當(dāng)前， 燃燒室主要熱防護(hù)方案是基于燃油再生冷卻技術(shù)的主動熱防護(hù)和被動熱防護(hù)技術(shù)， 其中被動熱防護(hù)依靠材料燒蝕特性和隔熱效果實現(xiàn)對發(fā)動機壁面的保護(hù)， 一般無法滿足發(fā)動機長時間工作及重復(fù)使用的需求， 不宜應(yīng)用于長時間工作的沖壓發(fā)動機。 在進(jìn)氣道起動方面， 采用新型進(jìn)氣道設(shè)計盡可能擴展進(jìn)氣道起動的可用攻角范圍也是確保機動能力的重要手段之一［15］。 同時， 應(yīng)綜合考慮發(fā)動機工作范圍邊界， 通過采用新型控制技術(shù)實現(xiàn)邊界內(nèi)的安全飛行控制技術(shù)， 確保發(fā)動機安全穩(wěn)定工作。 有相關(guān)學(xué)者設(shè)計了基于安全性能保持的俯仰通道控制器， 可以將飛行攻角約束適當(dāng)放寬， 從而進(jìn)一步提升飛行靈活性， 為開展機動飛行奠定基礎(chǔ)。

另一方面， 燃燒組織技術(shù)是確保沖壓發(fā)動機穩(wěn)定工作輸出持續(xù)推力的關(guān)鍵。 超聲速氣流在整個發(fā)動機流道中的駐留時間為毫秒量級， 在如此短的時間內(nèi)， 超聲速燃燒室中的燃燒需要完成噴注、 摻混、 點火、 火焰?zhèn)鞑ヅc穩(wěn)定燃燒等過程［16］。 在這種苛刻的工作條件下， 點火失效、 吹熄和火焰閃回等不穩(wěn)定燃燒現(xiàn)象都有可能導(dǎo)致發(fā)動機工作失效。 因此， 結(jié)合發(fā)動機具體構(gòu)型設(shè)計開展復(fù)雜超聲速燃燒流場的模擬和試驗研究， 摸清不同工況下的燃燒組織規(guī)律是確保沖壓發(fā)動機穩(wěn)定工作的關(guān)鍵。

3.3 力/熱/結(jié)構(gòu)/控制多場耦合效應(yīng)在線預(yù)測技術(shù)

吸氣式高超聲速飛行器必須在近空間大氣層內(nèi)進(jìn)行長時間、 較寬馬赫數(shù)范圍的遠(yuǎn)程機動飛行， 需要面對較為極端的復(fù)雜熱力學(xué)環(huán)境， 使得在飛行過程中氣動力/氣動熱以及飛行器結(jié)構(gòu)內(nèi)部的瞬態(tài)溫度場、 熱變形和熱應(yīng)力等因素相互作用影響， 形成流體和固體在高超聲速飛行條件下的跨介質(zhì)耦合， 導(dǎo)致了高超聲速飛行器的復(fù)雜多場耦合效應(yīng)， 其基本影響關(guān)系如圖4所示。 從國外發(fā)展經(jīng)驗來看， 現(xiàn)代高超聲速飛行器廣泛采用輕質(zhì)材料、 細(xì)長體外形和薄壁結(jié)構(gòu)設(shè)計， 氣動/熱/結(jié)構(gòu)/推進(jìn)等不同維度的復(fù)雜交叉影響會使得表面應(yīng)力分布、 熱模態(tài)、 結(jié)構(gòu)彈性和重點部位形變等因素交織， 如飛行控制系統(tǒng)不能及時感知多場耦合并采取針對性策略， 則極有可能出現(xiàn)“控不準(zhǔn)”和“控不穩(wěn)”的問題。? 有研究表明，? 美國HTV-

2高超聲速飛行器試飛過程中翼前緣燒蝕量達(dá)到2～3.3 mm， 導(dǎo)致2到3層碳布被燒破， 從而在翼前緣出現(xiàn)長破損縫并最終使得前緣掀起［17］， 典型條件下的HTV-2熱應(yīng)力

變化分析結(jié)果如圖5所示。

精確預(yù)示多場耦合效應(yīng)， 可以針對由此產(chǎn)生的熱震顫、 結(jié)構(gòu)形變等問題采用針對性的控制策略設(shè)計， 確保飛行和機動過程中的飛行器安全。 以試驗研究+數(shù)值模擬為基礎(chǔ)的多場耦合建模和在線預(yù)測是當(dāng)前國內(nèi)外相關(guān)領(lǐng)域的重要研究方向（如圖6所示）。 鑒于高超聲速飛行器試驗數(shù)據(jù)收集的難度， 數(shù)值模擬計算是多場耦合效應(yīng)精準(zhǔn)預(yù)測的重要手段。 通過數(shù)值方法建立耦合模型， 對重點部位的熱模態(tài)實時位移變形過程進(jìn)行分析預(yù)測， 從而預(yù)示結(jié)構(gòu)熱氣彈性對重點部位部件的熱模態(tài)影響， 并在相應(yīng)的作動控制策略中加以補償是確保安全飛行的重要環(huán)節(jié)［18］。

3.4 面向復(fù)雜動力學(xué)特性約束的飛行控制技術(shù)

由于吸氣式高超聲速飛行器通常采用超燃沖壓發(fā)動機與機身一體化設(shè)計， 導(dǎo)致其呈現(xiàn)出強非線性、 快時變、 強耦合等復(fù)雜的動力學(xué)特征， 這對飛行器的控制系統(tǒng)設(shè)計提出了極高的要求［19］。 針對這些問題， 有學(xué)者圍繞吸氣式高超聲速飛行器的制導(dǎo)控制問題開展了多種研究： 針對此類動力學(xué)精準(zhǔn)建模問題， 充分考慮氣動、 熱、 彈性和動力等多種因素耦合后導(dǎo)致的復(fù)雜效果， 通過特征建模的方法準(zhǔn)確刻劃飛行器彈性和動力性能變化等因素（如圖7所示）［20］； 針對模型不確定性和強時變特點， 主要采用基于魯棒自適應(yīng)控制器的控制方法研究， 確保在寬飛行包線內(nèi)的控制性能盡可能平穩(wěn)［21］； 針對氣動熱彈性引發(fā)的結(jié)構(gòu)撓性問題， 主要開展了面向彈性模態(tài)預(yù)示的主動控制技術(shù)研究， 結(jié)合具有固定頻率的陷波濾波器與軌跡線性化控制設(shè)計非線性控制器， 所設(shè)計濾波器的頻率和帶寬可以自動在線調(diào)整， 使得剛體控制器不受彈性模態(tài)的影響； 針對高超聲速飛行器同時存在多源干擾和執(zhí)行機構(gòu)故障的問題， 主要研究自適應(yīng)容錯控制策略［22］。

3.5 面向多約束的航跡/任務(wù)規(guī)劃與制導(dǎo)技術(shù)

由于高超聲速飛行器飛行速度快、 距離遠(yuǎn)， 飛行平臺控制能力受限， 必須綜合考慮航路點、 禁飛區(qū)、 熱流、 動壓、 過載、 控制量以及終端狀態(tài)等多種約束條件下的飛行軌跡快速優(yōu)化［23］。 為了實現(xiàn)復(fù)雜約束下的最優(yōu)彈道快速生成， 近年來基于GAUSS偽譜的軌跡優(yōu)化方法得到充分應(yīng)用， 其利用自適應(yīng)的優(yōu)化策略將最優(yōu)航跡生成問題轉(zhuǎn)化為分段控制問題， 從而滿足不同約束條件下的軌跡生成需要［24］。 當(dāng)前面向高超聲速飛行器航跡規(guī)劃的主要約束條件如表2所示。

3.6 復(fù)雜機動樣式及其飛行控制技術(shù)

機動過程的實現(xiàn)實質(zhì)上取決于多樣化的機動策略， 其核心是在滿足吸氣式飛行器及其動力系統(tǒng)對姿態(tài)、 攻角、 側(cè)滑角、 速度、 高度等多維度約束的前提下， 針對突防、 變高變速等任務(wù)場景開展穩(wěn)定、 可持續(xù)的機動飛行控制， 從而完整實現(xiàn)機動能力［25］。 一是必須著眼機動對飛行器射程、 速度等關(guān)鍵性能的影響和損失， 開展必要的機動樣式和策略設(shè)計［26］。 一般情況下， 機動過程持續(xù)時間較短， 且發(fā)生時機具有一定隨機性， 對于飛行控制計算機等提出了較高的實時性要求［27］， 根據(jù)部分研究成果， 機動時機和機動時長對于高超聲速飛行器的射程損失影響有較大不同。 二是面向突防的機動樣式設(shè)計與規(guī)劃技術(shù)。 由于受到紅外特征明顯等因素的限制， 吸氣式高超聲速飛行器在中、 末段的突防面臨著諸多難點［27］。 近年來， 國內(nèi)外圍繞高超聲速突防在線規(guī)劃技術(shù)開展了大量研究工作： 針對中段突防， 相關(guān)研究將微分博弈策略引入到實時彈道規(guī)劃中來， 充分發(fā)揮高超聲速飛行器速度優(yōu)勢， 通過尋找飛行器最佳突防進(jìn)入角度， 打破傳統(tǒng)彈目攔截三角形， 破壞敵方攔截武器的中末制導(dǎo)交班條件， 改變敵方逆軌攔截的不利態(tài)勢， 實現(xiàn)較高的突防概率， 同時確保沖壓發(fā)動機位于可靠的工作范圍內(nèi)； 針對末段突防， 綜合考慮突防成功率和打擊脫靶量等需求， 利用此時發(fā)動機已經(jīng)關(guān)機、 瞬時機動過載能力有所增強的優(yōu)勢， 考慮控制量輸入約束（如動壓約束等）， 基于MPSP方法等手段設(shè)計末段自主機動突防的過載指令［28］， 有效提升末段的突防性能。

3.7 面向嚴(yán)酷環(huán)境的復(fù)合制導(dǎo)技術(shù)

隨著高超聲速飛行器逐步走向?qū)嵱没?多模式精確制導(dǎo)技術(shù)將逐步得到更廣泛的應(yīng)用。 由于高超聲速飛行器具有氣動加熱嚴(yán)酷的特點， 對于包括雷達(dá)、 紅外、 可見光、 激光等多種制導(dǎo)體制的應(yīng)用帶來了新的挑戰(zhàn)。 首先， 嚴(yán)重的氣動光學(xué)效應(yīng)將會引起探測器成像出現(xiàn)偏移、 模糊和抖動， 進(jìn)而使成像探測系統(tǒng)對目標(biāo)的實際探測能力降低、 探測精度下降， 使得紅外、 可見光的精確制導(dǎo)傳感器成像質(zhì)量惡化甚至不可用， 圖8為氣動光學(xué)效應(yīng)引起的光學(xué)頭罩瞄準(zhǔn)誤差［29］。 此外， 氣動加熱效應(yīng)對于導(dǎo)引頭天線罩防隔熱提出了更高的要求， 嚴(yán)酷的材料燒蝕會導(dǎo)致雷達(dá)天線罩嚴(yán)重?zé)g致使視線誤差增大、 視線誤差斜率精度難以控制， 必須采用視線誤差自適應(yīng)補償技術(shù)進(jìn)行修正， 確保精確制導(dǎo)探測效果［30-31］。

4 結(jié)? 論

本文針對吸氣式高超聲速飛行器的機動飛行能力特點進(jìn)行了研究分析， 梳理了吸氣式高超聲速飛行器機動能力提升的關(guān)鍵性、 支撐性技術(shù)。 隨著高超聲速領(lǐng)域技術(shù)的不斷發(fā)展， 吸氣式高超聲速飛行器的機動性能提升是一個涉及氣動、 動力、 結(jié)構(gòu)、 強度和飛行控制等多個專業(yè)技術(shù)門類的多學(xué)科、 多約束復(fù)雜問題， 必須以應(yīng)用需求為牽引， 開展針對性的飛行策略設(shè)計， 突破一系列關(guān)鍵技術(shù)， 才能真正、 可靠地提升機動性能， 從而促進(jìn)吸氣式高超聲速飛行器更好地適應(yīng)新的應(yīng)用需求。

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Analysis of Air-Breathing Hypersonic Maneuver Flight Styles and

Key Technologies

Duan Pengfei1， 2， 3， 4， Gao Shuliang1， 2*， Wang Enliang1， 2， Wang Han1， 2

（1. Collaborative Innovation Center for Future Airborne Weapon Technology，? AVIC， Beijing 100029， China；

2. Chinese Aeronautical Establishment， Beijing 100029， China；

3. China Airborne Missile Academy， Luoyang 471009， China; 4. Beihang University， Beijing 100191， China）

Abstract： The maneuver flight performance is one of the key capabilities to ensure the implementation of various applications for air-breathing hypersonic aircraft. This article focuses on the study of the maneuverability characteristics of air-breathing hypersonic aircraft. Firstly， the development trend of foreign air-breathing hypersonic aircraft is analyzed， and a preliminary analysis is conducted on their typical maneuverability levels and maneuverability styles. Taking the current typical hypersonic missile project in the United States as an example， the typical maneuverability application patterns of air-breathing hypersonic aircraft are summarized. On this basis， key supporting technologies for ensuring and improving the maneuverability of air-breathing hypersonic aircraft are analyzed from the aspects of overall design， aerodynamic shape， flight engine integration， guidance control， and multi-field coupling.

Key words： hypersonic vehicle； air-breathing；? maneuverability； aerodynamic shape; flight engine integration; guidance control; multi-field coupling