空天飞机：独特潜质备受关注_中国经济网――国家经济门户
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华夏空天飞行器
“华夏”空天飞行器
“华夏”空天飞行器
“华夏”空天飞行器
“华夏”空天飞行器
“华夏”空天飞行器设计构想说明
“华夏”空天飞机是一种单级入轨并能在普通机场起降的空天飞行器;除了商用载客之外,还可用作货运、军事和将有效载荷送入地球近地轨道；并根据不同任务要求采取不同飞行方式。设计总起飞重量约500吨(主要是燃料重量) , 载重为8吨至40吨, 预计飞行高度可达100公里或200公里。
“华夏”号采用前缘钝化乘波体作为空天飞机主要构型，在设计状态下, 这种飞行器的前缘乘在一个激波面上, 上表面为自由流面, 下表面处在激波之后的高压流场中, 从而气动效率较高，高速飞行时有很高的升阻比。
动力装置及飞行过程
动力系统由两台带加力燃烧室的超大功率涡喷发动机的低速模块，和两台超燃冲压发动机以及一套固体火箭推进装置的高速模块组成。其中涡喷发动机模块与冲压发动机模块并行安装，该设计将冲压进气道前体的柔性可变鼓包与涡喷发动机的进气涵道唇口巧妙结合，实现了低――高速模态工作状态的平滑过渡。
(初步设计该飞行器主要任务为运送载荷入轨，下面对其加速入轨飞行的工作过程做主要阐述):
空天飞机从起飞到爬升阶段，在M a = 0～3范围内由涡喷发动机模块工作；当马赫数 M a> 3. 0时涡喷发动机进入慢车状态并逐渐停转,涡喷进气涵道关闭，前体鼓包变形与涡喷进气涵道闭合唇口一起对空气进行预压缩，转入超燃冲压发动机工作模态；当速度接近10马赫，飞机爬升到40Km高度，关闭冲压发动机，飞机依靠惯性向上滑翔飞至60Km，此时空气已经相当稀薄，超出了冲压发动机的工作上限，固体火箭发动机组点火启动，继续为飞机提供动力，直至飞机进入近地轨道。
起飞与降落
由于飞行器采用从地面跑道水平起飞的起飞方式，考虑到乘波体在亚音速条件下升力特性较差，起飞、降落将成为该空天飞行器的主要技术难点之一。故设计使用一起、降增升装置――“可分离式增升动力机翼组件”，该装置实际为一高空长航时无人飞行器组件，可与空天飞机组合；起飞时，“可分离式增升动力机翼组件”(以下均用“增升翼”代称)和空天飞机组合以提供足够升力使飞机起飞；待飞机升空到一定高度后，再和机体分离，“增升翼”自主返航或滞空等待空天飞机返航与之对接一并返航降落(若空天飞机在完成任务后燃料已经不多，载荷也已经很小，则空天飞机不用再与“增升翼”对接，可直接返航)。根据这一要求， “增升翼”组件应具有以下特性：1.大升阻比；2.能自主起飞、降落；3.高空长时间滞空；4.能够自主空中加油；5.能够自主空中对接。设计时采用大展限比平直机翼，正弯度翼型，翼尖安置两台大函道比涡扇发动机，多组控制面、增升襟翼共同作用以使机翼升力能够在很大范围内可调，另外由于其要整合于空天飞机机体下部，为增强整体构形的横航稳定性，其机翼可调节上反角。
升力翼工作过程示意图：
高低速飞行气动特性的满足：
焦点后移问题的解决
两组操纵面/(安定面)均可绕翼根弦线旋转并可自由折叠收放，以满足方案飞行M a范围较大,单一气动构型难以适应不同飞行条件下的飞行动力的要求,通过改变其整体构型来得到在不同飞行条件和环境下较优的气动特性。
“华夏”号的设计还有一大亮点，就是在飞机进行入轨飞行任务完成后再入大气时，考虑到需要穿越稠密的大气层, 其马赫数将达到十几、甚至二十几,气动加热现象将十分严重，温度达到2000℃～3000℃，机腹进气道柔性鼓包等关键构件将无法承受如此高温。届时飞机可在空间调整姿态反转过来以正常飞行时的机背朝向地面，用机背钝面形成脱体激波保护机体结构不被热侵蚀(此时乘员舱亦可反转以适应飞行姿态使乘员感觉舒适)待速度降低后又可通过操纵面将姿态调整过来以正常飞行。
热防护问题的解决：
在高超音速巡航的气动热解决方面，利用新型吸热型碳氢燃料的物理、化学热沉来冷却飞行器的热载荷。防热系统采用热结构+热电转换层+隔热层方式,。热结构通过辐射散失大部分气动热；热电转换层将热能转化为电能一部分供给飞行时的各个系统，一部分贮存起来用于飞行器在太空的姿态控制离子喷射装置；隔热层则阻止剩余热量向内部传递。
额外收益：
由于无须携带大量且昂贵的火箭燃料就能达到第一宇宙速度，和载货飞行的价格比往返太空站和地面站的航天飞机要低。
另外，由于“华夏“的最大飞行速度可达十几甚至二十几个马赫，飞行高度都在60公里以上，产生“黑障”的条件基本具备，该飞行器在用于军事目的时候如果能够有意识地利用黑障特点(形成一层对电磁波干扰很大的等离子体鞘)，就可在一定的活动范围内，为高超音速飞行器蒙上一件电磁波“隐身外衣”，达到躲避敌方探测系统的目的，匿影藏形。
总之，该飞行器设计方案只是一种合理构想；如要投入实际运用，还有许多关键技术函待解决，如：新型防热材料、热电转换敷层、新型高能燃料、超燃冲压发动机技术、”增升翼“与机体的组合技术、”增升翼“与机体的稳定分离与对接技术、高低速兼顾的气动外形、乘波稳定飞行等、另外发动机形式复杂，在低M a时采用涡喷， 在较高M a采用亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机, 最后要借助火箭发动机入轨, 这些环节都需要平稳地过渡。还有由于该飞行器是大量高尖端技术的整合体，其研发制造费用也相当可观。
但是，我相信，随着科学技术的发展和人类对外层空间的向往，上述困难在不久的将来一定能够迎刃而解，新一代空天飞机技术一定能够为21世纪的人类所掌握。我们的“华夏”也一定能够承载着所有炎黄子孙的梦想一飞冲天，翱翔在神州天地之间。
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第6期崔尔杰:近空间飞行器研究发展现状及关键技术问题663飞机、可重复使用的高超声速空天飞行器等.20世纪60年代以来,以火箭为动力的高超声速航天飞行器(如:各类导弹、卫星、载人航天器、空间实验室、空间站和大型运载工具等),有了很大发展,目前技术已达到成熟.以吸气式发动机为动力的高超声速飞行器,受到广泛关注.从20世纪50年代末开始对超燃发动机的探索性研究,70年代后期,出现低潮,几经周折,到80年代后期、90年代初、中期,关键技术问题取得突破性进展,目前已进入飞行演示验证阶段.从几个计划看美国高超声速飞行器发展:1986年在超燃技术取得进展后,美国宣布执行“国家空天飞机”(nationalaero-spaceplane,NASP)计划,本来的意图是一步到位实现空天飞机的目标.但由于在高超声速马赫数范围内,作为动力系统的超燃发动机工程化应用技术储备不足,以及其他方面的技术难题,在短期内难以突破其技术关键,因此不得不于1995年下马.历经10年时间,花费30多亿美元.NASP计划虽然不得不终止,其验证机X-30也没有被建造出来.但通过计划的执行,积累了大量技术数据,取得了宝贵的经验,使美国基本上掌握了Ma&8的超燃发动机关键技术,为后续发展打下了基础.以后,美国空军开展了一个范围缩小的“高超声速系统技术项目”(hypersonicsystemstechnologyprogram,HySTP),重点是设计、制造一种马赫数10～15的超燃冲压推进系统,并进行一系列火箭发射的飞行试验,以解决国家空天飞机遗留的两个主要技术问题:边界层转捩现象和高超声速超燃发动机在真实大气环境下的运行.经过10年的努力,花了大约20亿美元后,高马赫数氢燃料超燃冲压发动机技术仍未完全突破以后,美国对高超声速飞行器技术的发展进行了调整,确立了分阶段逐步发展的思路,降低了近期的发展目标,相继出台了一系列新的研究发展计划,如:美国宇航局的Hyper-X计划.20世纪90年代中期,美国宇航局提出“先进高超音速吸气式推进划”(Hyper-X),其目的是研究并演示可用于高超音速飞机和可重复使用天地往返系统的超燃冲压发动机技术.美国空军的HyTech计划,其近期目标是将碳氢燃料双模态超燃冲压发动机应用于Ma=(4～8)的高超声速导弹,远期目标是研制Ma=(8～10)的高超声速飞机.HyFly计划,2002年2月,美国DARPA和ONR联合建立,目标是发展Ma=6的高超声速巡航导弹.DARPA和空军联合提出“猎鹰”(falcon)“兵力运用和从本土发射计划”.该计划将采用一种渐进式的技术开发方法,研发高超声速武器系统的通用技术,并进行演示验证.“falcon计划”超音速武器系统部分包括通用航空器(CAV)、增强型通用航空器(ECAV)和超音速巡航飞行器(HCV).上述各种计划中,Hyper-Xs计划特别受到人们的关注,该计划分为两个阶段,第一阶段主要是发展以Ma=(5～10)的双模态超燃冲压发动机为动力的X-43试验飞行器.该计划验证机为X-43A,采用了按比例缩小的X-30的设计,以超燃发动机为动力.X-43A已进行了3次试飞,并在2004年11月最后一次飞行中达到了马赫数9.7的速度,创造了新的吸气式非火箭飞行器速度的世界记录.X-43A还只是一个试验飞行器,进入实用还有很多问题,例如:超燃发动机的防热问题;采用更实用的碳氢化合物燃料问题;进一步提高推力和飞行Ma数也面临更多难题;作为一个飞行器在总体布局一体化设计等方面也还有许多问题有待解决.美国人在对X-43A的总结中曾说过:“虽然超燃冲压发动机飞行演示方面已取得突破性进展,但仍有许多事情要做.燃烧时间必须由秒扩展到分,然后再扩展到小时.超燃冲压发动机的尺度和推力必须从亚尺度发动机演示器增长到能够推动实用性飞行器”,“在材料、热防护、生命支持、控制系统、人的因素和对于实用飞行器的其它要求方面,仍存在许多挑战.现在,超燃冲压发动机技术还需要广泛的实验和检验,此外,为准备飞行也还必须做大量工作”,“尽管为此已经花费了几十年时间,但它仍然还是一种年轻的技术,许多问题尚有待发现,一些意料不到的错误或缺陷仍会成为严重的障碍”.在此之后NASA减缓了对高超声速的研究,没有提出大的研究项目,只提供了一点过渡资金进行基础性研究,暂停了X-43的飞行试验.NASA未来的高超声速研究可能更加注重基础研究,包括材料、热防护结构、进气道、低速到高速的飞行模式转换,以及缩比尺寸验证机如何完全模拟真实尺寸的高超声速飞行器等.其它几项计划的进展情况大致如下:“falcon计划”,2005年,经国会听证后,DARPA和空军按照国会的意向,将falcon计划中的CAV重新命名为HTV(hypersonictechnologyvehicle),并664力学去除了其中有关武器化应用的内容.但美国军方并未放弃其用于发展远程军用运输和轰炸飞机的目标.第一架HTV-1,首先由火箭加速至Ma=19,之后,与火箭分离并开始在距离地面(30～45)km的高空进行自主飞行.据估算,飞行过程中HTV-1的表面最高温度将达到约3000?C,而受到的压力将相当于航天飞机的25倍;第二架HTV-2,将在2009年进行试飞.主要目的是改进飞行器在结构和操控性方面存在的问题.此外,还将对高速飞行时的风险进行评估.HTV-2的最高飞行时速将接近马赫数22;第三架HTV-3,预计将在2009年以后实现首飞.与HTV-1和HTV-2不同的是,HTV-3的最高飞行速度将只有马赫数10.通过“猎鹰”高超音速飞行器计划所获取的成果将被用于研制新一代的高速运输工具.而对美国军方来说,实施该项计划的目的则是为了开发具备全球轰炸能力的高超音速轰炸机.以高超声速导弹为背景的高超声速飞行(HyFly)计划经过了几年的研究,2006年底进入全面的飞行试验阶段.目的是使导弹的飞行速度达到Ma=(4～6),发射距离达到(740～1100)km.波音公司已经和航空喷气公司用F-15E战斗机为载机,完成了助推火箭发动机的初步试验,以保证导弹达到冲压发动机开始工作所需的Ma=3.5的初始飞行速度.近年来,HyTech计划也取得了显著进展.普惠公司为高超音速技术(HyTech)计划研制世界上第一台实用型碳氢燃料超燃冲压发动机的地面验证机GDE-1,其重量只有68kg,采用了标准的JP-7燃油.2002年9月～2003年6月,GDE-1先后实施了数十次Ma=4.5和Ma=6.5的地面试验,并产生了净推力,证明该发动机具备了在这些速度下高效燃烧和加速飞行器的能力,同时验证了在这两种速度下的热力特性和结构耐久性.2004年1月,美国空军研究实验室(AFRL)选择了波音公司(负责机体)和普惠公司(负责发动机)的联合研制队伍,要求制造一架SED-WR乘波体飞行试验平台.日,美国空军正式批准将SED-WR命名为X-51A.X-51A是一种乘波体外型,采用楔形头部、后部控制面和腹部进气道,验证机长4.26m,采用标准的镍合金制造,空重约635kg.2006年4月,GDE-2发动机完成了Ma=5.0条件下的地面验证机风洞试验.这使得X-51A朝着飞行试验又迈进进展2009年第39卷了一步.7月27日,普惠公司宣布CDE-2在NASA兰利研究中心完成了试验,获得了重要的超音速数据.GDE-2试验的成功,标志着超音速技术获得重要进展的里程碑.X-51A计划于2009年进行首次飞行试验,据估计,高超音速巡航导弹最快也要等到2025年左右才有可能装备.2002年美国15个学会联名上书布什总统,提出美国国家空天发展计倡议(NAI).其目的是协调宇航局(NASA)与国防部(DOD)计划,统筹国家空天技术发展,并把它列为国家优先发展的地位.主要任务是:“为了确保美国在航空航天技术领域内的领先地位,将采用一种综合性的、以提高能力为中心的、动员全国力量的途径”.实现3个领域内的目标:高超声速:通过飞行验证,逐步提高飞行马赫数,在2012年前达到马赫12;进入空间:大幅度提高往返太空的能力和可靠性,同时降低成本费用;空间技术:充分发掘和利用太空潜能和保持美国在太空的领先优势地位.对于发展高超声速飞行器“NAI”建议分3步走:近期致力研发用于打击关键目标的超声速/高超声速巡航导弹;中期集中发展能够实现全球及时到达的高超声速轰炸机;远期目标则瞄准经济可承受和能及时进入太空的可重复使用的运载器.俄罗斯在高超声速研究,特别是超燃冲压发动机研究方面有着传统的优势.前苏联早在1957年就开始进行了超燃冲压发动机研究.几十年来,俄罗斯中央空气流体动力研究院(ЦАГИ)、中央航空发动机研究院(ЦИАМ)、图拉耶夫联盟设计局、彩虹设计局、莫斯科航空学院等许多单位都开展了高超音速技术研究.由巴拉诺夫中央航空发动机研究院等几个单位共同进行超然冲压发动机研制的“冷”(ХОЛОД)计划,1991年11月首次在飞行试验中实现超燃工作模态.“鹰”(Орёл)计划目标是研制一种有翼的高超音速实验飞行器,从飞行器的发射方式,飞行轨道,马赫数及航程等方面,都显示了很高的水平,被认为是俄罗斯高超音速战略巡航导弹的雏形.此外,俄罗斯发展的＂白杨-M＂导弹,据分析也是一种能够在近空间高度进行弹道机动的高超声速远程导弹,据监测这次飞行试验的美军方称,这枚导弹的飞行轨迹十分特殊,在与SS-25导弹分离后,即向下滑行,最后一段在大气层内高速滑翔轨迹的高度约为33km.这一高度低于美国末段“战区高空区域防御”(THAAD)系统拦截高度的下限.因此可以提高末段突防能力.第6期崔尔杰:近空间飞行器研究发展现状及关键技术问题6655基础科学与关键技术问题5.1气球和飞艇的关键技术[1～4,20～21,24～26](1)囊体材料与结构.外蒙皮多采用轻质、柔韧、高强度、多层纤维,要求轻质、高强度/质量比,抗雨、雪、雷电、温差、压力等环境的侵蚀、不降解,高热阻和低温度变形效应,低氦气渗漏性(&2liter/d.atm.m2),高连结强度和抗滑移蠕变等.龙骨骨架(半硬式、硬式囊体)多采用轻质合金和碳纤维复合材料.目前,国内研制生产的囊体材料尚不能满足要求.(2)动力推进和能量管理.飞艇主要动力系统是太阳能、燃料电池推动的电动机和燃油推动的发动机,以及组合式动力装置.要求动力系统质量轻、高效率、方便调节、高可靠性、强空间环境适应性、长使用寿命.作为推进用的低Re数、高效螺旋桨叶型和桨叶都有不同于通常航空螺旋桨的特点.飞艇的飞行性能与飞行环境、任务要求以及能量的获取和供给方式有直接关系,要根据能源生产、传输和消耗情况,结合飞行任务、环境,及飞艇构造和运行条件等诸多因素,对能量分配使用和利用效率,进行评估和管理,保证能量产生与消耗间的动态平衡,获得最大的利用效果.(3)平衡和控制.包括压力控制技术,姿态控制技术,推进动力控制技术,放飞、定点和回收控制技术,温度控制技术等.飞艇的控制具有不同于通常飞机和航天器的特点和难度:柔性体、大尺度、惯量大、机动性差、响应缓慢、时滞效应显著;从放飞到回收,外界环境参数变化较大;为适应外界环境温度变化和保持外形,需要经常充气、放气,质量和质心位置变动较大;舵面气动力较小,要通过囊体压力调节,改变浮力、控制质心相对于浮心的位置,调整飞艇的角度和姿态;因此,控制系统的参数选取、建模、分析和部件设计与运行都不是一件简单的事情.(4)总体设计与优化技术.综合考虑气动性能、结构重量、运行稳定性、机动性、可操纵性、抗风性能以及太阳能电池板和动力/推进系统布局等,通过多学科、多目标优化方法,获得最佳总体设计结果.5.2高空长航时无人机的关键技术[1,12,19,48,49](1)以提高升阻比和操稳特性为核心的空气动力学包括先进气动布局、增升减阻措施、边界层流动控制、大攻角气动力、舵面铰链力矩和控制效率、动稳定导数计算等.由于无人飞行器雷诺数比较低,一般在105左右,出现许多与常规飞机高雷诺数流动显著不同的特征,因此要研究低雷诺数空气动力学问题.(2)超轻质,高强韧材料与结构设计减重是提高无人飞行器性能的关键问题之一,为此要发展超轻质、多功能材料以及新型结构形式和多学科优化设计理论和方法;研究超轻质材料特性及其力学行为,仿生材料结构和设计的新概念和新理论.结构柔性变大,固有振动频率显著降低,以颤振、抖振和结构弹性/控制系统耦合为核心的空气弹性问题变得非常严重.(3)低速推进高效能源动力系统和能源管理高效低速螺旋桨设计技术,包括最基础的叶型问题;各类发动机(活塞、涡桨、涡扇发动机等)的推重比、油耗、增压及长时间稳定工作问题;提高储能电池的比能量和太阳能电池的转换效率;高效储能问题;高能燃料电池等高效新能源的开发、利用和机载能源管理问题.无人机在18000m以上高度飞行时,由于空气密度减小,外部空气对发动机的冷却能力大大减小.发电机、航空电子系统、通信系统和其它载荷也需要冷却,通常的解决方法是:(1)液冷(使用液体燃料或者液态空气)或(2)给航空电子系统和载荷舱增压,使它们工作在低海拔工作状态下.(4)可靠性和自主控制对于高空长航时无人机,可靠性是非常重要的.动力系统在决定无人机任务和总体可靠性上是最关键的.高空长航时任务需要无人机自主飞行控制.因此发展多余度航电系统以及相关软件是必须的.软件必须有自主识别能力,在组件或系统失效时提供反馈而不需人为干涉.在飞行的关键阶段――起飞着陆阶段能够自动控制是必须的.(5)高性能、微小型、低功耗任务载荷研制除导航控制系统,如GPS、主控板、磁航向仪、舵机等执行机构外,还包括各类光电、红外、SAR,生化物质传感器,数据采集/处理/传输系统,通信中继、各类电子干扰装置,机上电源,其重量应控制在总重量的30%以下,否则将给设计带来很大困难.目前国内元器件和设备重量、性能指标还不能达到要求,这方面的矛盾是非常突出的.5.3太阳能飞机的关键技术[2～4,54～56]除一般无人机必须考虑的:低Re数、高升阻666力学比气动布局,低翼载飞行器稳定性和操纵性,轻质高强韧材料、结构一体化技术,小型轻质任务载荷等问题以外,有两个突出的问题分别是:太阳能电池及高效燃料电池技术及柔性结构的气动弹性问题.太阳能电池是将太阳光能直接转换成电能的一种器件.自20世纪50年代,世界上第一块实用的硅太阳能电池问世以来,太阳能电池研制工作进展非常迅速.1958年,太阳能电池首次应用于空间,装备在美国先锋1号卫星上.1975年,美国科学家研制出第一块非晶硅太阳能电池;20世纪80年代初,太阳能电池开始规模化生产.目前,单晶硅和多晶硅太阳能电池的转换效率均已达到或超过了20%;非晶硅单结薄膜太阳能电池的光电转换效率也超过了10%.到21世纪初,化合物薄膜的铜铟镓硒和碲化镉太阳能电池的转换效率可以达到16%～18%.在各种类型的太阳能电池中,晶体硅太阳能电池仍然占据着较大份额,其生产技术已趋成熟,但由于高纯晶体硅生产能力和成本方面的因素,其发展受到一定制约.低成本、大面积化的薄膜太阳能电池的研发,引起人们的高度关注,特别是非晶硅和以太阳能薄膜电池(culingase2,CIGS)和碲化镉为代表的化合物太阳能电池发展尤为迅速.由于太阳能是一种低密度的能源,地面上的太阳能密度约为1kw/m2左右,在阳光充足时,每平方米每天也只能得到不足10kw?h的能量.此外,太阳能受一天中早、中、晚日照变化影响很大,夜间使用需要解决储能的问题.总之,在太阳能电池的研发与使用中,材料、结构设计、制造工艺、降低制造成本、拓宽光谱响应、提高转换效率和储能等方面,还有许多需要深入研究解决的问题.燃料电池是一种能在一定条件下使存储在其中的H2、天然气和煤气(主要是H2)与氧化剂(空气中的O2)发生化学反应,把化学能转换为电能的装置.燃料电池由阳极、阴极和电解质构成.燃料在含催化剂的阳极氧化,在阴极还原,产生电能驱动负载.工作时只要保持燃料供应,就能不断工作提供电能.它不但能量转换效率高(一般都在40%～50%)、寿命长、比功率高,而且对环境无污染.世界上许多国家都非常重视燃料电池开发.2003年,美国政府通过了为期5年的氢燃料电池研究的提案,计划投入经费高达17亿美元.欧盟在2005进展2009年第39卷年至2015年期间,计划花费34亿美元用于氢能源研究.近年来,由于电极材料、总体重量、制造成本等方面的原因,人们对其短期内进入实用化的可能性提出质疑,因而减缓了研制进度.太阳能飞机为了提高飞行性能和装载能力,采用了轻质结构材料和减重设计,使结构柔性变得很大,在气动载荷作用下,很容易产生大的变形和振动,气动弹性问题非常突出,美国“太阳神”号空中解体坠毁就是一个典型的例子.需要进一步研究解决的问题主要有:大变形非线性动力学和气动力简化模型的完善;轻质、高强韧材料、先进复合材料的气动弹性分析、剪裁和多目标优化设计,低速飞行时气动弹性系统建模、非稳定运动形态和稳定性判定、颤振抑制以及气动弹性试验等问题.5.4高超声速飞行器的关键技术[58～67]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.对于各种技术目前的成熟程度美国制定了一些判别的标准.如NASA分为9级的“技术成熟性级别(technologyreadinesslevels,TRL)”标准,见表1.表1美国国家航空航天局制定的“技术成熟性级别”标准技术阶段TRL值检验/批准阶段实现阶段987开发阶段演示阶段6543证明可行性阶段基础研究阶段21利用这些标准可以对各技术领域美国的目前发展状况作出一些初步的判断,见表2.第6期崔尔杰:近空间飞行器研究发展现状及关键技术问题表2高速/高超声速飞行技术支撑领域主要技术状态667主要技术领域空气助燃式推进技术组成超燃冲压发动机燃烧室燃料喷注器/火焰稳定器流动通道一体化设计――烃类燃料――氢燃料发动机控制系统推进系统/机体的一体化设计金属型燃烧室壁钣有冷却的陶瓷基复合材料燃烧室壁钣整流罩唇部燃料喷注器密封件传感器铝合金超低温推进剂储箱石墨-环氧复合材料超低温储箱机身前缘热防护系统结构材料参数化几何学自动化数据传递技术自动化网格生成技术完备的优化技术网格计算技术不确定性管理技术高速/高超声速高保真度计算代码程序成熟性级别2.5(4-6)2.5(4～6)3(5)2.5(4～5)2.5(4～6)2.5(3～)3(3～7)1.5(2～4)2.5(3～6)2.5(4～6)2(3～4)2.5(3～5)2.5(3～5)1.5(3～4)3(4～6)2.5(3～6)3(3～6)3(4～5)3(4～5)2.5(2～5)2(3～4)3.5(5)1.5(2～3)1.5(1～5)发动机材料机身材料一体化设计和多学科优化高焓地面试验设备3(5～6)光学诊断技术2.5(5～6)大涡模拟计算方法2(4)热化学模型2(4～5)注:对于当前的成熟性水平,同时使用了两种评级方法,一种是数字1～5的分级方法,另一种是NASA的数字1～9的TRL值(括号内数字).地面试验/数值计算综合技术从表2可以看出:对于美国的具体情况,几项关键技术:空气助燃式推进技术、发动机材料、机身材料、一体化飞行器设计技术和多学科设计优化工具、综合的地面试验技术和数字分析技术,其技术成熟程度大体处于TRL4～6级水平(开发后期和演示验证阶段)部分尚处在2～3,技术上还不成熟.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[60,64,68～79]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,燃料喷包含各类专业文献、各类资格考试、幼儿教育、小学教育、应用写作文书、专业论文、近空间飞行器研究发展现状及关键技术问题75等内容。
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