吸气式高超声速机动飞行样式及其关键技术分析

段鹏飞 高书亮 王恩亮 王瀚

摘 要：机动飞行性能是确保吸气式高超声速飞行器实现多种应用的关键能力之一， 本文重点对吸气式高超声速飞行器机动能力特点进行研究。 首先分析了国外吸气式高超声速飞行器的发展趋势， 就其典型机动能力水平和机动样式进行了初步分析， 以美国当前典型高超声速导弹项目为例， 梳理了吸气式高超声速飞行器的典型机动应用样式。 在此基础上， 从总体设计、 气动外形、 飞发一体、 制导控制、 多场耦合等方面， 梳理分析了确保和提升吸气式高超声速飞行器机动能力的关键支撑性技术。

关键词：  高超声速飞行器； 吸气式；  机动能力； 气动外形； 飞发一体； 制导控制； 多场耦合

中图分类号：  TJ760； V249

文献标识码： A

文章编号：  1673-5048（2024）02-0099-07

DOI： 10.12132/ISSN.1673-5048.2024.0028

0 引  言

吸气式高超声速飞行器是指采用冲压发动机作为动力装置， 稳定飞行马赫数大于5的飞行器。 相比于其他传统飞行器， 吸气式高超声速飞行器具有航程远、 速度快、 能够稳定巡航等特点， 是世界各国重点发展的一类高超声速飞行器。 从目前发展情况来看， 确保和提升机动能力， 是此类飞行器遂行多种应用任务、 提升综合应用效能的关键。 由于吸气式高超声速飞行器采用的冲压动力体制具备飞行过程中持续推力供给能力， 因此相比于其他采用固体火箭动力的飞行器具备更加优秀的机动能力基础。 但同时， 其机动飞行也受到诸如冲压发动机包线限制、 飞/发性能匹配、 多物理场耦合效应等多种因素的影响和制约， 这在客观上限制了此类飞行器机动能力的提升和任务应用场景的扩展。  本文重点分析该领域国外发展趋势， 总结国外典型吸气式高超声速飞行器的机动应用特点， 分析梳理了未来能够制约和影响吸气式高超声速飞行器机动能力的关键技术。

1 吸气式高超声速飞行器国外发展趋势

随着近年来国外高超声速领域的快速发展， 吸气式高超声速飞行器的种类日渐增多［1］。 美国等国家正大力开展相关领域的技术攻关， 累计开展了多项预研项目研究。 目前国外主要在研的吸气式高超声速项目如表1所示［2-3］。美國、 俄罗斯多个吸气式高超声速项目正在加速推进中， 其中部分项目已逐步转入研制阶段。 当前， 国外主要吸气式高超声速飞行器多数采用非轴对称扁平外形和腹部进气的经典气动外形， 使用了采用等高度-速度巡航飞行控制策略， 其机动性能量化水平尚无明确报道， 但总体上相对偏低。 从气动外形和结构布局形式来看， 多数采用乘波体气动外形的吸气式高超声速飞行器（如美国X-51A）， 其可用过载水平和机动快速性都相对较低； 根据相关计算分析， 其纵向控制回路的时间常数偏大， 控制敏捷性很可能较为迟缓， 很难满足面向大过载瞬时机动的需要［4］。 现阶段冲压发动机攻角工作包线相对较窄， 对于攻角机动限制较大， 客观上限制了机动幅度。 同时有分析表明， 采用单独的STT（侧滑转弯）和BTT（倾斜转弯）控制均不能产生足够的侧向机动过载， 必须针对性地采用侧向机动控制策略， 才能提升侧向机动过载［5］。 总体来看， 由于其飞行/巡航高度相对偏高， 相较于飞行高度更低的传统战术导弹， 吸气式高超声速飞行器的纵向、 横向机动过载能力相对偏低。

2 国外吸气式高超声速飞行器典型机动样式

实现飞行器的机动， 往往需要飞行器利用气动力和其他操作力装置产生附加推力和附加加速度， 从而改变速度大小和方向。 根据当前国外在高超声速领域的主要发展现状和动向， 机动能力的有效提升有助于吸气式高超声速飞行器进一步扩展应用范围和任务包线， 能够满足更加多样的应用需求、 适应更加复杂的应用场景。 以美国在研高超声速巡航导弹（HACM）项目为例， 为了遂行远程精确打击任务， 其全程机动主要包括预设程序机动和在线自主机动两类典型样式， 如图1所示。 其中， 预设程序机动是指HACM根据事先装订的飞行任务规划指令、 待飞抵目标区域和中途固定拦截威胁等参数， 按照预设机动程序， 在指定时间和地域开展规避绕飞等行动， 即在适当时刻通过横侧向机动实现航迹大幅侧摆， 从而隐藏当前航向与真正攻击目标的关系， 规避敌方拦截打击武器的攻击。 这类机动形式相对简单， 机动速度较慢， 机动转弯半径较大， 对于机动能力的要求相对较低。 在线自主机动是指HACM在其中段突防过程中， 根据实时敌我态势感知情况， 尤其是针对突发机动式探测、 拦截手段等实施航迹自主变化， 从而规避敌方探测和拦截， 起到成功突防的效果。 在自主机动过程中， HACM通过相关信息支援， 及时获取敌方拦截武器来袭方向、 距离、 速度等关键参数， 通过自主处理计算， 实时生成最优机动规避指令和过载指令， 并驱动空气舵等作动装置执行相应的过载指令。 机动规避能够更好地发挥高超声速飞行器远航程、 高速度的优势， 通过机动实现事先难以预测的飞行轨迹突然式改变， 增大对方进行稳定探测跟踪的难度， 造成对航迹预测的困难或精度下降， 进而使其无法进行有效的拦截作战筹划和弹道解算， 破坏或迟滞敌方拦截行动， 提升HACM的生存能力。 机动能力与最优制导律相结合， 可有效提升突防概率。 由于吸气式高超声速飞行器可由冲压发动机提供持续动力， 因此只要机动过程中的协调控制指令合理搭配， 能够有效协调攻角、 侧滑角、 速度、 推力等相关参数， 有望确保其机动过程始终处于冲压动力的工作包线内， 通过发动机持续工作使得飞行过程中不掉速和少掉速［6］， 从而降低机动对射程、 弹着点、 平均速度、 攻击精度等性能的影响［7］。

3 吸气式高超声速飞行器机动飞行关键技术

吸气式高超声速飞行器的机动飞行过程非常复杂， 需要吸气式飞行器具备多种关键性支撑技术， 才能确保机动过程的安全稳定， 尤其是保证在长时间、 高马赫数飞行状态下， 飞行器及配套冲压发动机的安全稳定。 为确保其各类机动飞行样式的实现， 针对典型能力需求， 结合当前国外吸气式高超声速技术发展的现状和趋势， 吸气式高超声速飞行器在提升机动能力方面还需要突破很多关键技术， 主要包括以下几个方面。

3.1 高性能高超声速总体构型优化技术

与传统飞行器不同， 吸气式高超声速飞行器的总体设计必须综合考虑飞行器与动力强耦合的现实问题， 面向高升力、 低阻力、 远航程、 高容积率等相关约束目标， 开展面向飞行器一体化精准动力学建模和多要素优化设计。 由于吸气式飞行器的独特动力装置， 因此总体构型设计与优化不可避免地应该与冲压发动机流道性能一体化加以考虑。 当前， 升力体气动布局和轴对称气动布局是主要的两类总体气动构型形式。 其中， 升力体构型的前体多采用偏二维设计， 其特征是利用较为“扁平”的前体产生较大的升力和较高的升阻比［8］。 同时， 升力体前体还作为进气道的预压缩面， 与发动机进气口一体化融合设计， 能够与三维内转进气道等多种先进进气形式一体化集成。 以美国X-51A飞行器为例， 该飞行器更加细长， 且前体采用乘波体机身设计， 腹部压缩面采用两级压缩； 进气道侧板后掠， 能够缓解机身侧面产生的分离区， 从而增强进气道起动性能。 此外， 升力体布局由于升力水平总体较高， 因此其法向机动过载水平相对较大。 但升力体布局的设备装载容积相对较少， 易产生边界流动分离， 以及敏捷控制响应能力不足等问题， 快速机动能力一般不强。 轴对称布局能够提供较大装载空间， 同时可采用STT等控制方式进行全向快速机动， 但其典型工作点下的升力系数和升阻比相对偏低， 法向过载偏小［9］。 为了进一步提升吸气式飞行器的机动能力和其他飞行性能， 近年来国外相关领域正逐步开展新型复合气动布局形式研究， 兼顾宽速域气动性能、 装载空间和发动机性能匹配等需求， 发展前缘钝化、 变激波角等宽速域气动外形设计方法； 同时， 为了有效提升高超声速阶段的升力特性、 静稳定裕度、 过载能力等关键性能， 国外逐步开始探索基于加装变条升力面、 折叠、 伸缩、 变后掠等高超声速飞行器可变外形方案［10］， 其中， 波音公司的“先进超声速冲压推进”（SPEAR）导弹方案采用了基于加装变条升力面的方式， 在机体两侧安装有较长的边条翼装置， 用于提高升力（如图2所示）。 由于安装位置位于进气道下游， 边条翼流动不会对飞行器内流造成影响。

3.2 高效发动机流道设计与燃烧组织技术

采用冲压发动机作为动力装置是吸气式高超声速飞

行器的基本特征， 如何确保冲压动力工作平稳、 与飞行器工作状态有效匹配是确保飞行性能的关键因素。 目前， 高超声速和超声速飞行器多采用飞推一体化设计， 飞行器姿态与推进系统高度耦合［11］。 高超声速来流条件下进气道对冲压发动机的总体性能有非常重要的影响。 如何保证冲压发动机在较宽速域和工作范围内的稳定工作是提升机动能力的关键。 一方面要保证宽速域飞行包线内的进气流量捕获能力、 较高总压恢复系数和工作稳定性， 为发动机提供高品质进气； 另一方面要确保机动过程中攻角和侧滑角的变化范围与进气道的工作状态相互匹配， 避免不起动、 起动迟滞和飞行熄火等问题， 否则将极大限制基于大攻角的全向机动能力的发挥。 此外， 必须有效避免由于燃烧室燃烧振荡引起的动态反压对进气道起动带来的不利影响［12-13］。 目前， 从国外发展来看， 轴对称进气道、 二维压缩进气道、 侧压进气道和内转进气道等多种进气道形式在不同飞行器上均得到一定应用［14］。 相关高超声速进气道发展应用趋势如图3所示。

需要指出的是， 吸气式飞行器以冲压发动机流道为基础， 该流道是否能够稳定工作是确保全程可靠机动的重要因素之一。 一方面是不断提升冲压发动机热防护水平， 尤其是针对燃烧室部位。 当前， 燃烧室主要热防护方案是基于燃油再生冷却技术的主动热防护和被动热防护技术， 其中被动热防护依靠材料烧蚀特性和隔热效果实现对发动机壁面的保护， 一般无法满足发动机长时间工作及重复使用的需求， 不宜应用于长时间工作的冲压发动机。 在进气道起动方面， 采用新型进气道设计尽可能扩展进气道起动的可用攻角范围也是确保机动能力的重要手段之一［15］。 同时， 应综合考虑发动机工作范围边界， 通过采用新型控制技术实现边界内的安全飞行控制技术， 确保发动机安全稳定工作。 有相关学者设计了基于安全性能保持的俯仰通道控制器， 可以将飞行攻角约束适当放宽， 从而进一步提升飞行灵活性， 为开展机动飞行奠定基础。

另一方面， 燃烧组织技术是确保冲压发动机稳定工作输出持续推力的关键。 超声速氣流在整个发动机流道中的驻留时间为毫秒量级， 在如此短的时间内， 超声速燃烧室中的燃烧需要完成喷注、 掺混、 点火、 火焰传播与稳定燃烧等过程［16］。 在这种苛刻的工作条件下， 点火失效、 吹熄和火焰闪回等不稳定燃烧现象都有可能导致发动机工作失效。 因此， 结合发动机具体构型设计开展复杂超声速燃烧流场的模拟和试验研究， 摸清不同工况下的燃烧组织规律是确保冲压发动机稳定工作的关键。

3.3 力/热/结构/控制多场耦合效应在线预测技术

吸气式高超声速飞行器必须在近空间大气层内进行长时间、 较宽马赫数范围的远程机动飞行， 需要面对较为极端的复杂热力学环境， 使得在飞行过程中气动力/气动热以及飞行器结构内部的瞬态温度场、 热变形和热应力等因素相互作用影响， 形成流体和固体在高超声速飞行条件下的跨介质耦合， 导致了高超声速飞行器的复杂多场耦合效应， 其基本影响关系如图4所示。 从国外发展经验来看， 现代高超声速飞行器广泛采用轻质材料、 细长体外形和薄壁结构设计， 气动/热/结构/推进等不同维度的复杂交叉影响会使得表面应力分布、 热模态、 结构弹性和重点部位形变等因素交织， 如飞行控制系统不能及时感知多场耦合并采取针对性策略， 则极有可能出现“控不准”和“控不稳”的问题。  有研究表明，  美国HTV-

2高超声速飞行器试飞过程中翼前缘烧蚀量达到2～3.3 mm， 导致2到3层碳布被烧破， 从而在翼前缘出现长破损缝并最终使得前缘掀起［17］， 典型条件下的HTV-2热应力

变化分析结果如图5所示。

精确预示多场耦合效应， 可以针对由此产生的热震颤、 结构形变等问题采用针对性的控制策略设计， 确保飞行和机动过程中的飞行器安全。 以试验研究+数值模拟为基础的多场耦合建模和在线预测是当前国内外相关领域的重要研究方向（如图6所示）。 鉴于高超声速飞行器试验数据收集的难度， 数值模拟计算是多场耦合效应精准预测的重要手段。 通过数值方法建立耦合模型， 对重点部位的热模态实时位移变形过程进行分析预测， 从而预示结构热气弹性对重点部位部件的熱模态影响， 并在相应的作动控制策略中加以补偿是确保安全飞行的重要环节［18］。

3.4 面向复杂动力学特性约束的飞行控制技术

由于吸气式高超声速飞行器通常采用超燃冲压发动机与机身一体化设计， 导致其呈现出强非线性、 快时变、 强耦合等复杂的动力学特征， 这对飞行器的控制系统设计提出了极高的要求［19］。 针对这些问题， 有学者围绕吸气式高超声速飞行器的制导控制问题开展了多种研究： 针对此类动力学精准建模问题， 充分考虑气动、 热、 弹性和动力等多种因素耦合后导致的复杂效果， 通过特征建模的方法准确刻划飞行器弹性和动力性能变化等因素（如图7所示）［20］； 针对模型不确定性和强时变特点， 主要采用基于鲁棒自适应控制器的控制方法研究， 确保在宽飞行包线内的控制性能尽可能平稳［21］； 针对气动热弹性引发的结构挠性问题， 主要开展了面向弹性模态预示的主动控制技术研究， 结合具有固定频率的陷波滤波器与轨迹线性化控制设计非线性控制器， 所设计滤波器的频率和带宽可以自动在线调整， 使得刚体控制器不受弹性模态的影响； 针对高超声速飞行器同时存在多源干扰和执行机构故障的问题， 主要研究自适应容错控制策略［22］。

3.5 面向多约束的航迹/任务规划与制导技术

由于高超声速飞行器飞行速度快、 距离远， 飞行平台控制能力受限， 必须综合考虑航路点、 禁飞区、 热流、 动压、 过载、 控制量以及终端状态等多种约束条件下的飞行轨迹快速优化［23］。 为了实现复杂约束下的最优弹道快速生成， 近年来基于GAUSS伪谱的轨迹优化方法得到充分应用， 其利用自适应的优化策略将最优航迹生成问题转化为分段控制问题， 从而满足不同约束条件下的轨迹生成需要［24］。 当前面向高超声速飞行器航迹规划的主要约束条件如表2所示。

3.6 复杂机动样式及其飞行控制技术

机动过程的实现实质上取决于多样化的机动策略， 其核心是在满足吸气式飞行器及其动力系统对姿态、 攻角、 侧滑角、 速度、 高度等多维度约束的前提下， 针对突防、 变高变速等任务场景开展稳定、 可持续的机动飞行控制， 从而完整实现机动能力［25］。 一是必须着眼机动对飞行器射程、 速度等关键性能的影响和损失， 开展必要的机动样式和策略设计［26］。 一般情况下， 机动过程持续时间较短， 且发生时机具有一定随机性， 对于飞行控制计算机等提出了较高的实时性要求［27］， 根据部分研究成果， 机动时机和机动时长对于高超声速飞行器的射程损失影响有较大不同。 二是面向突防的机动样式设计与规划技术。 由于受到红外特征明显等因素的限制， 吸气式高超声速飞行器在中、 末段的突防面临着诸多难点［27］。 近年来， 国内外围绕高超声速突防在线规划技术开展了大量研究工作： 针对中段突防， 相关研究将微分博弈策略引入到实时弹道规划中来， 充分发挥高超声速飞行器速度优势， 通过寻找飞行器最佳突防进入角度， 打破传统弹目拦截三角形， 破坏敌方拦截武器的中末制导交班条件， 改变敌方逆轨拦截的不利态势， 实现较高的突防概率， 同时确保冲压发动机位于可靠的工作范围内； 针对末段突防， 综合考虑突防成功率和打击脱靶量等需求， 利用此时发动机已经关机、 瞬时机动过载能力有所增强的优势， 考虑控制量输入约束（如动压约束等）， 基于MPSP方法等手段设计末段自主机动突防的过载指令［28］， 有效提升末段的突防性能。

3.7 面向严酷环境的复合制导技术

随着高超声速飞行器逐步走向实用化， 多模式精确制导技术将逐步得到更广泛的应用。 由于高超声速飞行器具有气动加热严酷的特点， 对于包括雷达、 红外、 可见光、 激光等多种制导体制的应用带来了新的挑战。 首先， 严重的气动光学效应将会引起探测器成像出现偏移、 模糊和抖动， 进而使成像探测系统对目标的实际探测能力降低、 探测精度下降， 使得红外、 可见光的精确制导传感器成像质量恶化甚至不可用， 图8为气动光学效应引起的光学头罩瞄准误差［29］。 此外， 气动加热效应对于导引头天线罩防隔热提出了更高的要求， 严酷的材料烧蚀会导致雷达天线罩严重烧蚀致使视线误差增大、 视线误差斜率精度难以控制， 必须采用视线误差自适应补偿技术进行修正， 确保精确制导探测效果［30-31］。

4 结  论

本文针对吸气式高超声速飞行器的机动飞行能力特点进行了研究分析， 梳理了吸气式高超声速飞行器机动能力提升的关键性、 支撑性技术。 随着高超声速领域技术的不断发展， 吸气式高超声速飞行器的机动性能提升是一个涉及气动、 动力、 结构、 强度和飞行控制等多个专业技术门类的多学科、 多约束复杂问题， 必须以应用需求为牵引， 开展针对性的飞行策略设计， 突破一系列关键技术， 才能真正、 可靠地提升机动性能， 从而促进吸气式高超声速飞行器更好地适应新的应用需求。

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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