組合動力空天飛行器關鍵技術

唐 碩，龔春林，陳 兵

(1.西北工業大學航天學院, 西安 710072； 2. 陜西省空天飛行器設計重點實驗室，西安 710072)

0 引 言

隨著空間控制利用及空間活動的頻繁開展，對航天運輸系統提出了“快速、機動、可靠、廉價”的需求，包括：迅速部署、重構、擴充和維護航天體系的能力；機動靈活的迅速反應能力；安全、可靠進出空間的能力；以及大幅降低航天運輸成本的能力。重復使用運載器(Reusable launch vehicle，RLV)是滿足這些需求和能力目標的主要技術途徑之一。吸氣式組合動力裝置綜合利用多種發動機的優勢，在保證全空域、全速域應用的同時，可大幅提高有效比沖。

火箭基組合循環(Rocket-based combined cycle,RBCC)、渦輪基組合循環(Turbine based combined cycle,TBCC)、預冷類和三組合等組合動力及運載器概念已成為航天運輸領域重點發展方向，當前的研究已經涵蓋從關鍵技術攻關到飛行器集成等諸多方面。

20世紀80年代，由于NASP(National aerospace plane)計劃的開展[1]，吸氣式高超聲速推進技術有了充足的發展，包括熱防護、進氣道設計以及超聲速燃燒等。90年代，在NASP計劃結束之后，NASA馬歇爾航天飛行中心發起了ASTP(Advanced space transportation program)計劃[2]，研究內容涉及不同馬赫數下氫燃料、碳氫燃料或雙燃料推進循環系統的開發。此外，該計劃資助了多項RBCC發動機技術研究，并針對多種RBCC發動機開展地面試驗驗證。在ASTP計劃第一階段完成之后，NASA繼續推進RBCC技術研究，典型的包括Boeing公司Phantom工作室設計的X- 43B飛行器[3]。2003年底，美國將研究重點轉移到重返月球和登陸火星的任務上去，完成了對組合循環推進的技術研究，轉向以組合循環發動機為動力的應用研究。在動力系統的應用研究中，美國先后提出了各種基于RBCC的高超聲速運載器概念，有佐治亞理工大學的單級入軌高超聲速運載器Lazarus[4]，NASA為降低成本設計的Stargazer兩級入軌運載器[5]，SEI(SpaceWorks Engineering Institute)面向軍事應用設計的單級入軌運載器Xcalibur[6]和兩級入軌運載器Sentinel[7]，以及空軍科學辦公室委托Astrox公司設計的兩級入軌高超聲速運載器等[8]。

英國目前主要傾向發展預冷發動機技術(參見SKYLON計劃)，正在進行發動機技術的攻關[9]。“佩刀”發動機技術也得到了NASA的重視，2015年NASA研究報告稱正在開展此項技術的評估[10]。

德國宇航中心、意大利航天中心等在LAPCAT計劃中開展了大量RBCC和TBCC的論證研究，重點關注煤油和氫燃料組合動力系統一次火箭和支板噴射的技術攻關[11]。

日本在此領域取得了不少實質性的成果，日本宇宙航空研究開發機構制定了RBCC、TBCC、預冷渦輪等技術的2025發展規劃，要在近期進行RBCC模態轉換技術飛行驗證，并傾向于優先發展RBCC運載器[12]。

澳大利亞昆士蘭大學在國防科技組織(Defense Science and Technology Organization,DSTO)和美國空軍支持下，開展了HiFIRE高超聲速技術飛行試驗研究[13]，并發展了SCRAMSPACE計劃，為今后的吸氣式組合動力運載器提供技術儲備，提出并論證了多種百公斤級小規模RBCC運載器方案[14]。

國內以天地往返運輸為目標牽引，開展了組合動力及運載器技術研究。從“十五”起開展了RBCC、TBCC、SABRE、脈沖爆震等組合動力及運載器的論證和研究工作。通過多年的探索，深入研究了這些動力形式的特點。

綜合比較，組合動力不僅具有性能優勢，而且工程實現性好，是發展RLV的理想動力之一。在可以預計的時間段內，性能和使用靈活性優勢也使得組合動力成為實現單級入軌的必然途徑，是當前國內研究的熱點。

本文針對組合動力空天飛行器的主要問題和關鍵技術展開分析，明確各類關鍵技術的難點、研究現狀和未來發展方向。組合發動機技術雖然是該類飛行器的首要關鍵技術，但不同組合動力系統的關鍵技術均有所區別，因此，本文關注組合動力空天飛行器存在的共性關鍵技術，不討論具體的發動機問題。

1 總體概念與問題分析

1.1 組合動力的類型

通過對火箭發動機、沖壓發動機、渦輪機等獨立推進單元不同程度、不同方式的集成，可以獲得不同形式的組合動力。具有代表性的包括RBCC、TBCC、空氣渦輪發動機、三組合發動機和預冷類發動機等(如圖1)。

組合動力技術的研發難度大，現階段的技術成熟度低，許多關鍵技術有待于進一步的攻關，關于何種組合動力形式更適合于天地往返飛行器，國際上也沒有達成共識。但他們均可部分或完全滿足天地往返飛行需求。

1.2 組合動力飛行器的任務特點

組合動力空天飛行器一般通過單級或兩級入軌的方式實現低成本天地往返運輸。圖2為水平起降、兩級入軌RBCC空天飛行器的典型任務剖面。

組合動力空天飛行器的任務特點可歸納為：

1)飛行包線寬。飛行器從地面水平起飛，直至加速至Ma6以上，分離高度一般在30 km以上，飛行器的飛行包線寬，在飛行過程中經歷復雜的力/熱環境。

2)機身尺度大。為了保證載荷的有效入軌，空天飛行器的機身長度一般可達數十米甚至一百米以上，大尺度下的內/外流耦合、地面試驗驗證和機身彈性導致的多場耦合問題嚴重，給組合動力空天飛行器的設計帶來極大的挑戰。

3)外形復雜。為了保證全包線下的飛行性能，要求飛行器的升阻比和推阻性能滿足一定要求，所以飛行器氣動外形和發動機高度一體化設計，扁平化、翼/身融合和機身/發動機一體化是該類飛行器的典型設計特點。然而，復雜的氣動布局給飛行器設計和制導控制帶來了極大的挑戰。

2 關鍵技術

寬包線飛行、大尺度機身和復雜氣動布局是組合動力空天飛行器的典型特征。為了實現組合動力空天飛行器的工程化研制，需要突破一系列的關鍵技術。主要的共性關鍵技術包括：氣動布局技術；機體/推進一體化技術；熱防護與熱管理技術；制導技術；控制技術；地面和飛行試驗技術。

2.1 寬域氣動布局技術

2.1.1技術難點分析

由于組合動力空天飛行器飛行包線寬，氣動布局設計無固定設計點，此外，布局設計需要滿足整個飛行包線內的升力匹配和推阻特性，并保證全速域段的穩定性問題。主要的技術難點包括：

1)寬包線下的升力匹配。為滿足正常的水平起降，飛行器機翼面積大，以滿足低速段的起飛升力要求。但在高速飛行段，由于飛行器機翼面積大，小攻角飛行或氣流擾動引起的攻角調整均會產生較大的升力變化，導致爬升率過高，飛行器極易飛出飛行走廊。

2)寬包線下的飛行器穩定性。隨著飛行速度的增加，飛行攻角不斷調整，焦點位置不斷改變，且隨著燃料的消耗，飛行器的質心不斷偏離滿載狀態的位置，氣動外形設計需要綜合考慮氣動性能和穩定性問題。

3)寬包線低阻氣動外形設計技術。由于機身內部的裝載要求，以及低速的起飛問題，飛行器在高速段的零升阻力大。為了降低飛行器的氣動阻力，扁平化的翼身融合布局逐漸成為主流形式，但對于寬速域飛行的組合動力空天飛行器，無固定設計點，復雜低阻外形的參數化描述復雜，難以通過傳統的布局設計思想實現飛行性能的整體最優。

2.1.2研究現狀

20世紀70年代至80年代初，蘭利研究中心開始致力于氣動外形與發動機一體化技術的研究，并首次提出了高超聲速飛行器氣動外形與發動機一體化布局的概念[15]。

Fajikawa等[16]對兩級入軌RBCC運載器進行了多學科優化設計，在氣動模塊通過工程估算法來計算樣本點氣動特性并建立了徑向基函數(Radial based function,RBF)代理模型，最后利用模擬退火算法來獲取全局最優外形。Atsushi等[17]基于三維Euler方程以及序列二次規劃算法對巡航點處的高超聲速飛行器外形進行了優化，優化時將亞聲速、跨聲速兩個設計點的氣動性能作為約束條件，同時也考慮了防熱、結構等其它學科約束，得到了較為理想的構型。Ahuja等[18]通過高速面元法求解巡航式高超聲速飛行器的氣動特性，并利用準一維流來模擬發動機內流，實現了氣動、推進、結構學科的匹配優化。車競[19]以吸氣式高超聲速巡航飛行器為研究對象，利用多目標遺傳算法，以巡航飛行階段的氣動力、氣動熱、雷達散射截面等作為優化目標，對高超聲速飛行器氣動布局的機身與機翼分別進行單獨優化和總體優化。李曉宇等[20]對吸氣式高超聲速飛行器進行參數化建模，采用高精度計算流體力學(Computation fluid dynamics,CFD)方法建立了氣動響應面近似模型，并結合遺傳算法獲得了不同優化目標的優化外形。陳兵[21]總結了吸氣式高超聲速飛行器的一體化設計與分析方法，運用多點優化的手段對寬速域RBCC運載器的外形進行了分部件優化與整機優化，最后通過彈道驗證，證明了優化方案的優越性，但在整機優化時未使用基于N-S方程的三維CFD分析。

當前，氣動布局設計研究中，對組合動力飛行器復雜外形的參數化描述能力有限，優化中氣動性能的分析精度較低，全機外形優化時考慮的約束難以真實反應其他學科的需求，嚴重制約組合動力飛行器氣動布局設計的發展。

2.1.3發展途徑和方向

氣動外形需要保證基本的氣動性能和裝載特性，同時還要權衡動力、防熱等學科之間的設計矛盾。未來的發展途徑和方向主要包括：

1)復雜氣動外形的參數化。通過合理的參數控制飛行器的氣動外形，是實現寬速域氣動外形設計的首要關鍵技術，利用盡可能少的參數描述盡可能復雜的氣動外形，是未來寬包線氣動外形設計成敗的關鍵。

2)代理模型技術。復雜氣動外形的設計需要高擬真度的計算結果作為支撐，為了保證優化效率，基于高擬真度計算結果的代理模型技術是未來組合動力空天飛行器氣動外形設計的一種重要途徑。發展樣本的高擬合代理模型和加點策略是寬包線氣動布局優化設計的重要技術。

3)基于多學科的氣動外形優化技術。組合動力空天飛行器的氣動外形設計無法單獨利用氣動性能加以量化，需要綜合考慮多學科的約束，通過總體性能對外形設計結果的好壞加以評估。因此，開展基于多學科的氣動外形優化，可更加全面的考慮設計約束和目標函數，是未來寬包線復雜組合動力空天飛行器氣動外形設計的發展趨勢。

2.2 機體/推進一體化技術

2.2.1技術難點分析

為了滿足高速段吸氣式動力的推阻匹配問題，需要采用機體/發動機一體化設計，縮減飛行器的橫截面積，以減小飛行器的氣動阻力。組合動力空天飛行器機體/推進一體化的技術難點包括：

1)寬包線飛行器和發動機的高效匹配設計。前體/進氣道、隔離段、燃燒室和后體尾噴管等是機體/推進一體化的主要部件，為保證寬包線下的一體化性能，各部件的設計一般遵循不同的準則，因此，各部件之間的集成和匹配是機體/推進一體化需要重點考慮的技術難點之一。

2)內外流耦合作用機理。外流和發動機之間一般通過隔離段中的激波串實現流場匹配，對于寬包線飛行的一體化外形，由于外流和內流的流動特征不斷改觀，內外流之間的耦合關系也隨之不斷調整，耦合作用機理復雜，是機體/推進一體化的另一個技術難點。

3)多物理場耦合及其對一體化性能的影響。大尺度機身的低剛度問題難免會引起機身結構的變形和振動，物面的結構變形和振動又會影響一體化性能。在高動壓和高熱流影響下，非線性現象明顯，進一步加劇了多物理場耦合問題的復雜性。

2.2.2研究現狀

早在20世紀60年代，Thomas等[22]就對機身和推進系統的相互作用問題進行研究，分析了在不同的外形尺寸下飛行器的氣動性能和推進性能，此后，NASA蘭利研究中心的Johnston等[23]對機身和發動機流場的相互作用問題作了進一步的研究，并重點關注在非設計點狀態下的穩定性問題。Keith[24]采用CFD和一維流相結合的方法研究了氣動/推進的耦合分析方法，通過引入特征線法計算擾動的傳播問題，并通過時間步迭代完成氣動/推進耦合界面的匹配。Malcolm等[25]和William等[26]采用試驗手段研究了進氣道和燃燒室之間的數據匹配問題，Denny等[27]基于NS方程求解和零維發動機模型研究了F-16、F-18和A-10等飛機進氣道和發動機的耦合問題， Scott等[28]針對F16戰機，利用數值方法分析了寬包線下外流和進氣道、發動機等內部流場之間的耦合問題。

吸氣式飛行器存在嚴重的熱氣動彈性問題，隨著一體化耦合機理研究的深入，研究人員認識到機身的彈性變形和氣動熱問題對機體/推進一體化問題的影響顯著，開展了氣動彈性和氣動熱彈性問題對內外流耦合影響的研究。Jack[29]研究了在高超聲速流動中的氣動彈性和熱氣動彈性行為， Adam等[30]研究了高超聲速流動中熱氣彈問題的流場、熱場和結構場之間的耦合問題。針對氣動彈性與吸氣式飛行器機體/推進一體化的耦合問題， Andrew等[31]建立了氣動彈性與一體化的分析模型，并采用CFD和工程估算相結合的方法研究了一體化構型在氣動彈性影響下的響應特性，明確了機身彈性變形對一體化性能的影響，相關工具可用于吸氣式機體/推進一體化飛行器的動力學特性分析。

機體/推進一體化設計中進氣道等部件一般基于固定設計點加以設計，難以滿足組合動力空天飛行器的寬包線飛行任務。內外流耦合特性復雜，飛行器尺度越來越大，難以通過地面試驗加以驗證，進一步加大了多尺度下的內外流耦合作用機理研究的難度?？紤]到飛行器本身的流、固、熱耦合等因素，機體、推進一體化的多物理場耦合問題復雜，當前學界的研究相對較少。

2.2.3發展途徑和方向

寬包線和大尺度是機體/推進一體化研究的主要難點，未來的發展途徑和方向包括：

1)基于多點/多目標優化的機體/推進一體化設計。耦合問題是大尺度機體/推進一體化設計的主要難點，設計過程需綜合考慮指標分配、部件設計、部件間的匹配、性能分析與驗證和多物理場耦合特性分析等，合理分配寬包線下的設計約束和目標函數，在多評估點下開展機體/推進一體化優化設計。

2)多尺度下的內外流耦合機理研究。開展多尺度下內外流耦合機理問題研究，明確不同來流下，燃燒室背壓在內流的反向傳播機理，在不同外流條件下，內流波系的演化、邊界層的分離和再附，以及激波-邊界層相互干擾下的波系振蕩問題。明確不同尺度布局的內外流耦合特性，揭示尺度效應對內外流耦合的影響。

3)機體/推進一體化多物理場耦合作用機理研究。機體/推進一體化的多物理場耦合問題需關注不同學科間的耦合特征，主要包括內外流耦合、外流場與機體彈性變形的相互影響，不同發動機模態下內流場與機體結構的相互作用等。通過多場耦合問題研究，明確機體/推進一體化的耦合作用機理，建立面向控制的動力學模型，指導組合動力一體化飛行器的制導控制技術研究。

2.3 熱防護與熱管理技術

2.3.1技術難點分析

飛行器的熱管理系統是指通過對熱能的產生、疏散和回收再利用全過程的管理，保證飛行器安全的系統。飛行器飛行過程中產生的熱能主要包括機體與空氣摩擦產生的氣動熱，以及燃燒室中的燃燒余熱，通常需要隔熱、熱疏導、溫控等技術保證飛行器的安全。隨著組合動力技術的發展，高超工程出現了可重復使用、寬包線任務和長時巡航等需求，飛行器的熱環境更加嚴酷：1)高速飛行產生的氣動熱和燃燒室燃燒產生的熱能巨大；2)氣動構型的高標準使得機體前緣和進氣道唇口前緣非常尖銳，氣動加熱非常劇烈，熱流密度可達兆瓦級以上[32]；3)機體/發動機一體化，使得氣動熱和燃燒熱相互深度影響，熱管理系統涉及防熱、結構、推進等多個學科，復雜度高。

2.3.2研究現狀

1)防熱材料與結構

西北工業大學航天學院針對纖維增強聚合物防熱復合材料，建立了熱響應、熱/力學響應預報模型，對熱流載荷下的熱分解反應、傳熱過程以及熱解氣體聚集引起的孔隙壓力、擴散過程、質量引射效應，以及強熱流和力學載荷耦合作用下的剛度和強度衰減行為、材料損傷機理與破壞模式(見圖3)等問題進行了研究[33]。燒蝕過程會改變熱防護結構的表面形狀，從而改變邊界層內的氣動特性，增加飛行器控制難度，因此，未來燒蝕型熱防護技術應該關注極端環境下，關鍵端頭部位的粒子侵蝕、剝蝕、凹陷、溝槽等引起的燒蝕不對稱性問題，應該提高熱防護材料燒蝕后碳化層的力學性能，建立準確的燒蝕/剝蝕耦合模型，準確預報熱防護結構的燒蝕外形。

多功能結構是指可同時實現多種功能的結構，包括承載/防熱、承載/防熱/供電、承載/防熱/振動控制等一體化多功能結構。西北工業大學航天學院開發了一種輕質全復合材料防隔熱/承載一體化波紋夾芯型熱防護結構，開展了全復合材料波紋夾芯一體化熱防護結構制備技術研究，制備出的一體化熱防護結構如圖4所示。通過地面試驗考核發現，西北工業大學航天學院設計的全復合材料波紋夾芯熱防護結構兼具防熱和承載兩方面的性能，是防熱/承載一體化熱防護系統的理想候選方案。

2)熱能疏散與回收再利用技術

熱能疏散是指通過疏導、輻射、燒蝕等形式耗散熱能，基于被動、半主動和主動防熱技術的特點，如圖5所示，西北工業大學航天學院針對組合動力飛行器構建了熱管理系統初步方案，在背風面等低溫區域采用被動防熱方案，而高溫部位如前緣、唇口、燃燒室以及尾噴管等，采用更加高效的主被動結合方案。

對于飛行器而言，熱能的再利用技術主要分為兩類，再生冷卻和熱電轉換技術，前者將余熱以燃料內能的形式直接帶入推進系統，轉換為推進能，后者則將余熱轉換為電能，供給航電等系統。

再生冷去技術是指以燃料為冷卻工質，流經冷卻通道，以對流換熱的方式，吸收來自固體壁面的熱量，最后進入燃燒室參與燃燒的技術。從余熱回收利用的角度講，現有的再生冷卻方案多為發動機燃燒室[34]以及尾噴管等部位燃燒余熱的再利用。西北工業大學航天學院針對某組合動力飛行器，開發了機體全局的氣動熱再生利用網絡，有效降低了被動防熱系統質量(30%以上)，但氣動熱和燃燒熱再生系統間的耦合關系及一體化設計，再生冷卻系統與熱能疏散系統之間的相互影響機理方面，還需要大量研究。

熱電轉換技術是指將熱量轉化為電能的技術，可通過熱電材料的塞貝克效應直接實現。目前，學界已經開發出了高、中、低溫熱電材料體系以及相應的熱電器件方案[35]。對于高超聲速飛行器，開發熱電轉換模塊需要考慮大溫度范圍和變化劇烈的熱環境。西北工業大學航天學院針對某組合動力飛行器，開發了熱電多功能結構方案，利用C/SiC材料抵抗外界的氣動加熱，熱電材料將部分熱能為電能。目前熱電轉換技術，還缺乏適應大溫域(100 ℃～1000 ℃)高效結構，以及承載/防熱/供電多功能結構的開發和性能評估研究。

2.3.3發展途徑和方向

高超聲速組合動力飛行器復雜的熱環境以及一體化設計的機體與發動機，使得傳統或者單一防熱技術無法滿足設計需求，需要基于飛行器熱能的疏導耗散和回收再利用，開發熱管理系統。主要的發展途徑包括：

1)設計高效的熱能疏散系統，通過主被動復合及多功能結構等技術手段，設計出輕質高效的熱能疏散系統。

2)構建機體/發動機熱能再利用一體化系統，基于氣動熱及燃燒熱的再生利用及熱電轉換等技術，實現余熱回收利用，提升熱管理效率和飛行器總體能效。

3)開展熱能疏散/再利用系統耦合設計，實現飛行器熱能的高效和綜合管理。

2.4 制導技術

2.4.1技術難點分析

組合動力空天飛行器需要經歷沖壓上升段的飛行過程，運載器在空氣動力、發動機推力以及機體姿態與軌跡之間存在很強的耦合關系，導致軌跡設計和制導工作存在諸多難點。

1)高精度制導技術?？仗祜w行器上升和再入過程中的飛行走廊狹窄，為保證飛行器在飛行走廊內飛行，需要制導系統能夠高精度的跟蹤標稱軌跡，保證飛行器在飛行走廊內飛行。

2)飛行軌跡與制導的一體化技術。為了更好的滿足任務需求，在飛行過程中，飛行軌跡需要實時的優化并調整，并在出現故障情況下，能實現自主應急返回任務規劃。因此，需要飛行軌跡與制導方案的一體化設計，進一步加劇了制導技術的研究難度。

3)對于組合動力空天飛行器原發射場返回方案而言，制導相關研究尤為復雜。僅軌跡設計就有一系列問題需要解決。例如，采用火箭模態讓運載器在縱向平面內轉彎的燃料不足問題，或采用飛機類型的動力返回導致運載器系統更加復雜。

2.4.2研究現狀

組合動力空天飛行器制導問題需要結合飛行彈道，綜合考慮飛行過程中的各類約束。Chudej等[36]通過研究飛行器自身結構與燃料質量的關系，采用優化方法獲得燃料最省軌跡，從而減小油箱容積。Olds等[37]在上升段采用恒定動壓來限定飛行器加速爬升過程，并基于POST軟件中的控制器對利用恒定動壓下的爬升軌跡進行了跟蹤制導。Pescetelli等[38]利用群體智能隨機優化算法和確定性梯度算法，獲得了考慮過程動壓約束并以有效載荷質量最大為優化指標的最優上升段軌跡。Dalle[39]考慮加速度設計對燃料消耗的影響，比對了最大加速度與燃料最省下的上升軌跡，并提出了航跡傾角變化率的約束條件。Williams[40]研究了高超聲速導彈時敏區域攻擊軌跡的求解問題，建立由超越曲線擬合而成的推力模型，利用Epsilon-Trig正則化方法對bang-bang控制問題進行正則化，可以通過間接方法求解bang-bang控制問題。

王厚慶等[41]通過求解三自由度的質點運動學方程對RBCC巡航飛行器上升段的飛行軌跡和推進劑質量消耗進行了分析，但是在求解軌跡方程中仍未考慮發動機推力性能，將難以保證所設計飛行軌跡的加速過程能夠得以實現。呂翔等[42]提出了一種基于B樣條建立馬赫數-動壓參考曲線，通過二分法求解攻角，用以跟蹤參考曲線的RBCC運載器爬升軌跡設計方法。薛瑞等[43]提出了一種等動壓爬升的軌跡設計方法，但未給出攻角的計算方式。龔春林等[44]建立了以Radau偽譜法為基礎、燃料最省為目標、基于混合積分變量的全局最優軌跡求解模型，嘗試采用優化的方法，以獲得RBCC運載器最優的上升段軌跡。由于采用偽譜法對上升段軌跡進行優化，所得結果可能出現不可行點，因此，閆曉東等[45]使用等動壓的制導方法，但是并未研究設計軌跡的可控范圍以及和其他階段軌跡的銜接條件。CHEN等[46]在考慮了控制性能的限制，推導了系統的穩定性、跟蹤精度和魯棒性的綜合指標，確定了具有約束和控制指標的飛行剖面，從而設計一組上升軌跡作為跟蹤控制的候選軌跡。

當前，高超聲速飛行器的軌跡規劃和制導技術研究較多，但較少考慮組合動力多模態的工作特點，尤其是在模態轉換過程中的軌跡跟蹤偏離問題。

2.4.3發展途徑和方向

針對未來組合動力空天飛行器制導問題，需要重點解決其飛行走廊過窄的問題，未來的發展途徑包括：

1)飛行軌跡在線優化技術。為了更好的滿足制導需求，飛行過程中根據實測的飛行器位置，開展飛行軌跡的在線優化設計，并實時的調整飛行軌跡和制導方案，以保證飛行性能最優。

2)在線閉環制導技術。針對飛行過程中制導誤差累積等問題，通過在線閉環制導技術的研究，實現制導指令的快速評估和改進，保證指令的有效性和可靠性。

3)與傳統火箭動力相比，由于吸氣原因，組合動力系統的性能與飛行環境密切相關。為保證發動機在最優或者穩定的狀態下正常工作，組合動力空天飛行器的爬升軌跡設計采用等動壓軌跡設計方法，即當動壓達到某設計常值后，保持該常值動壓，協調飛行器加速和爬升。

2.5 控制技術

2.5.1技術難點分析

組合動力空天飛行器的控制技術難點主要表現在：

1)在組合動力天地往返飛行器一體化耦合理論建模方面，當前的模型并沒有將一體化設計所導致的氣動/推進/結構/控制多學科耦合機理以及一些重要的物理機理特性體現出來，使得分析模型存在較大不確定性。

2)在飛行動態特性分析方面，基于精細耦合理論模型的耦合測度研究以及不確定性對飛行動態影響的定量分析方面的研究比較欠缺。

3)在干擾抑制控制方面，控制系統的設計尚且存在一些問題，一般在控制系統設計完成之后，給出特定的干擾以及不確定性的大小和區間來進行魯棒性和穩定性的分析，這種模式設計有盲目性。

4)在控制精度和穩定度方面，故障診斷和高可靠容錯控制是實現控制系統工程應用的必要措施，也是未來可重復使用空天飛行器的設計難點和重要發展方向。

2.5.2研究現狀

組合動力空天飛行器的一體化布局以及寬速域、大空域的飛行特性，使其氣動、RBCC動力及結構存在不同程度的不確定性。同時，由于一體化設計使得氣動/推進/結構/控制存在不同程度的耦合。這種耦合效應將系統的不確定性放大，從而使得實際飛行動態特性偏離設計目標，造成控制系統失效。X- 43A的第一次試飛失控就是由于不確定性超出了控制系統能夠穩定的邊界[47]，即所設計的控制系統對干擾沒有達到較好的抑制效果。

在組合動力空天飛行器的理論建模問題中，其關鍵在于建立雙模態吸氣式高超聲速飛行器的理論模型，在這方面國內外學者進行了相關研究。Charez等[48]首次給出了類X-30構型的高超聲速飛行器的縱向動力學解析模型，并推導了氣動穩定性導數和氣動控制導數的理論模型。Torrze等[49]在Schmidt模型的基礎上，研究了剛體和彈性體動力學之間的耦合影響，改進了外噴管模型，分析了其對控制系統設計的影響。Torrze等[50]又提出了一種熱壅塞和亞燃超燃模態轉換性能計算方法，改進了雙模態沖壓發動機面向控制的模型。Frendreis等[51]從結構彈性方面進行了若干改進，建立了動力學耦合模型。在國內，李惠峰等[52]研究了高超聲速飛行器剛體/彈性體耦合動力學模型。吳志剛等[53]研究了推力耦合下的高超聲速飛行器氣動伺服彈性問題。張希彬等[54]基于斜激波和普朗特邁耶理論、參考溫度法等提出了考慮氣動/推進/結構的綜合建模方法。Zhang等[55]在此基礎上考慮彈性變形、氣動/推進耦合特性以及地球曲率和離心力的影響，推導建立了剛體/彈性體耦合的動力學方程，從頻域對耦合影響進行了分析。

由于高超聲速飛行器模型具有強非線性、強耦合性和強不確定性等特點，傳統的基于線性模型的控制方法具有很大程度的局限性，因此，基于高超聲速飛行器非線性模型直接進行控制器設計的控制方法得到了廣泛的探索和研究。普林斯頓大學的Marrisom等[56]提出了一種基于隨機魯棒性分析的控制器設計方法。由于高超聲速飛行器的模型具有強非線性性、強耦合性以及不確定性等特性，因此要求高超聲速飛行器的控制器設計必須具有較強的魯棒性。Firdman等[57]于1994年提出了高階滑?？刂?Higher-order sliding mode control, HOSMC)的概念。高階滑模控制是傳統滑?？刂频耐茝V，它將不連續的反饋控制輸入作用在滑動面變量的高階導數上，不僅保持了傳統滑模控制的主要性質，而且還具有自己獨特的優勢，主要體現在抑制抖振、消除相對階的限制和提高控制精度等方面。另一方面，隨著干擾觀測器(Disturbance observer, DOB)在控制理論中的研究，使得基于DOB的控制器設計方法被應用于帶有不確定性與干擾的線性非線性系統控制問題，如干擾調和控制中的未知輸入觀測器、基于等價輸入干擾的估計器、擾動觀測器、擴展狀態觀測器、不確定性與干擾估計器等。近年來，除了上述基于動態逆的控制方法外，反步控制也是經常被用于解決高超聲速飛行器的跟蹤控制問題的控制方法。

2.5.3發展途徑和方向

穩定性和可靠性是控制系統設計的關鍵，未來的空天飛行器控制技術的發展方向包括：

1)建模技術

寬包線氣動理論模型。針對目前氣動建模理論方法應用于寬包線吸氣式運載器存在的限制與不足，考慮變熱力學參數影響，提出寬域飛行的外流場組合建模技術，建立適應寬包線飛行的氣動理論模型。

(1)寬包線組合動力模型。研究吸氣式組合動力多模態模型及模態轉換策略，建立適應寬包線飛行的吸氣式組合動力理論模型。

(2)氣動/推進一體化精細耦合理論模型。提出內外流一體化耦合求解策略，并根據耦合求解策略建立吸氣式運載器氣動/推進寬速域一體化精細耦合理論模型。

(3)開展模型驗證與仿真分析，在此基礎上，應用靈敏度分析，結合多項式響應面模型，建立寬域飛行的控制模型。

2)空天往返飛行器動力學模型仿真測試

首先，建立寬域氣動、推進模型，通過CFD數值模擬及實驗對氣動、推進模型進行驗證，獲得具有較高精度的機理模型。其次，應用拉格朗日原理推導建立剛體/彈性耦合動力學模型。最后，對空天往返飛行器的動力學特性進行仿真分析。

3)直接力/氣動力復合控制

為了解決高空、高速和高機動的任務需求，需要在傳統的氣動舵控制基礎上，考慮RCS和推力矢量。通過復合控制的手段，保證組合動力空天飛行器在全包線下的飛行控制性能。

2.6 地面和飛行試驗技術

2.6.1技術難點分析

組合動力飛行器發動機流道所涉及的部件通常有：進氣道、隔離段、燃料噴射系統、燃燒室和尾噴口。其中燃燒室內的流動、燃燒反應、傳熱最為復雜。燃料在燃燒室內劇烈的燃燒釋熱對燃燒室內的壓力產生劇烈擾動。來自燃燒室的背壓擾動會改變隔離段內的激波結構，并通過隔離段和進氣道的亞音速邊界層向上游傳播?？赡芤鸶綦x段或進氣道流動分離甚至嚴重的會最終導致進氣道不啟動。但進氣道和隔離段的工作狀態又對燃燒室工作狀態產生了決定性的影響。同時飛行器的前緣處產生的激波也對進氣道性能有很大影響。

組合動力飛行器發動機流道內的流動還包含了復雜的激波附面層干擾作用，以及激波之間的相互作用。這些作用與進氣道及前緣的幾何形狀、尺寸、溫度、大氣環境等因素息息相關。不同尺度模型邊界層厚度的不同會對進氣道工作狀態產生一定的影響同時對內流道的摩擦阻力影響較大。

2.6.2研究現狀

1)地面試驗

由于組合動力空天飛行器機體與推進系統高度一體化，以及飛行器各部分強耦合關系的特點。對地面實驗提出了更高的要求。國內外研究者在如何精確獲得飛行器氣動力特性等一系列復雜問題進行了研究。我國中科院力學所還研制成功了被國際上稱為“高超巨龍”(Hyper Dragon)的JF12激波風洞，也是國際首座可復現飛行條件的高超聲速風洞[58]。

由于變馬赫數風洞技術尚不成熟，因此風洞試驗主要開展固定狀態的試驗驗證，而分離、加速狀態下的性能驗證可通過火箭橇試驗實現，該試驗主要通過捆綁固體助推器，使試驗平臺在軌道上模擬試驗器的加速過程。美國在Holloman建立名為HHSTT的火箭橇試驗軌道，軌道長15546 m，試驗馬赫數可以達到Ma=6，開展了高超聲速火箭發動機試驗、高雷諾數氣動力試驗等高超聲速飛行器試驗[59]。國內051基地等也對火箭橇試驗進行了大量研究[60]。

2)飛行試驗

2004年X- 43A在馬赫數7和10狀態下的飛行試驗取得了具有里程碑意義的成功[61-62]，飛行馬赫數7～10。使用飛馬座固體火箭助推器，由B-52飛機從高空投放，然后由助推火箭加速至試驗馬赫數后與試驗器分離。分離后發動機工作實現了高超聲速下的正推力。之后美國的高超聲速飛行(HyFly)計劃、澳大利亞的超燃沖壓發動機高速射擊飛行試驗(HyShot)以及美澳合作的高超聲速國際試飛研究項目(HIFiRE)均取得了較大成功。

國內方面，國防科技大學、航天科工三院、航天科技一院等都成功實現過高超臨近空間飛行器的飛行試驗。

2.6.3發展途徑和方向

組合動力飛行器試驗驗證問題的發展方向有：

1)發展更適合的地面試驗設備。發展更長工作時間更高總焓馬赫數連續可變的風洞試驗設施。通過公開報道可以看到美國在這方面研究已經走在世界前列，并取得了階段性成果。近年中國的試驗能力也有了較大發展，如中科院力學所研制的長試驗時間爆轟驅動激波風洞(JF12)等。

2)發展低成本快響應的帶飛試驗平臺。帶飛試驗是目前可行的試驗手段中最接近真實飛行狀態的試驗手段。如果能通過重復使用等手段降低單發試驗成本，并縮短試驗響應時間，將會很大程度上提高目前已有試驗水平。

3)借助CFD等方法，發展不同尺度和來流條件的試驗數據換算方法。對于不同模型尺寸、來流條件，實現試驗結果的相互換算，可以很大程度上減少對試驗設備的要求。

3 結 論

本文針對組合動力空天飛行器，明確其寬包線、大尺度和復雜外形的特點，分析該類飛行器的主要關鍵技術，重點從氣動布局、機體/推進一體化、熱管理、制導控制、并聯分離和地面/飛行試驗等方面進行闡述，明確各類關鍵技術的技術難點、發展現狀和未來的發展途徑。相關分析可用于指導未來該類飛行器的技術發展方向。

致謝：

感謝李新國、張棟、時圣波、茍建軍和王健磊等老師對論文提供的幫助。