高超聲速飛機(jī)機(jī)載作動(dòng)系統(tǒng)發(fā)展分析

李洋，成超乾，陳龍，焦宗夏

1.北京航空航天大學(xué)，北京 100191

2.流體動(dòng)力基礎(chǔ)件與機(jī)電系統(tǒng)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，浙江 杭州 310027

3.北京航空航天大學(xué) 飛行器控制一體化技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100191

4.中國(guó)航空研究院，北京 100012

高超聲速飛機(jī)通常采用吸氣式組合動(dòng)力在臨近空間長(zhǎng)時(shí)間高速巡航飛行，能實(shí)現(xiàn)快速突防和運(yùn)輸，具有獨(dú)一無(wú)二的軍事、社會(huì)和商業(yè)價(jià)值，是近年來(lái)全球航空航天強(qiáng)國(guó)必爭(zhēng)的技術(shù)高地。寬域飛行控制是高超聲速飛機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)之一，是保障高速穩(wěn)定飛行的核心，作動(dòng)系統(tǒng)是飛行控制的執(zhí)行層，是飛控信息與能量交互的樞紐。

飛機(jī)舵面作動(dòng)系統(tǒng)需要能源供給，一般是從發(fā)動(dòng)機(jī)提取機(jī)械能轉(zhuǎn)化為液壓能，由遍布機(jī)身的管路輸送到各個(gè)作動(dòng)單元，再轉(zhuǎn)化為機(jī)械能驅(qū)動(dòng)負(fù)載。液壓系統(tǒng)在向高壓化發(fā)展，在同等功率需求下減小流量及相應(yīng)元件的尺寸以提高功重比，但壓力升高后泄漏量增大，造成系統(tǒng)效率下降，也會(huì)增加系統(tǒng)發(fā)熱。由于液壓系統(tǒng)在效率、可靠性與維修性上存在短板，目前國(guó)內(nèi)外飛機(jī)也在逐漸向多電化發(fā)展，以電能代替液壓能進(jìn)行能量傳輸，并在負(fù)載本地以電作動(dòng)器驅(qū)動(dòng)，整體上實(shí)現(xiàn)了減重增效。但液壓管路被取消后，作動(dòng)系統(tǒng)失去了通過介質(zhì)循環(huán)進(jìn)行傳熱、均熱的能力，增加了末端器件超溫失控的風(fēng)險(xiǎn)。因此，傳統(tǒng)液壓和電作動(dòng)各有優(yōu)劣，成熟方案不能簡(jiǎn)單移植，高超聲速飛機(jī)需要根據(jù)自身特點(diǎn)探索適合的作動(dòng)方案。

本文圍繞高超聲速飛機(jī)任務(wù)與平臺(tái)特點(diǎn)，對(duì)其飛控作動(dòng)系統(tǒng)的技術(shù)挑戰(zhàn)進(jìn)行分析，并從現(xiàn)有高速飛機(jī)已公開的設(shè)計(jì)方案中梳理出相關(guān)技術(shù)的發(fā)展現(xiàn)狀，結(jié)合高超聲速飛機(jī)需求，展望了未來(lái)發(fā)展方向。

1 高超聲速飛機(jī)作動(dòng)系統(tǒng)面臨的挑戰(zhàn)

1.1 高超聲速飛機(jī)特點(diǎn)分析

高超聲速飛機(jī)飛行速度大于Ma5，飛行高度大于25km，具備長(zhǎng)時(shí)間高速巡航飛行的能力，可水平起降、重復(fù)使用，并可搭載特定任務(wù)載荷，其典型飛行包線如圖1所示[1]。

圖1 高超聲速飛機(jī)典型的飛行包線Fig.1 Typical flight envelop of a hypersonic aircraft

為滿足高速飛行的氣動(dòng)與結(jié)構(gòu)要求，高超聲速飛機(jī)目前可分為鐘形體布局、乘波體布局、翼身融合布局等布局形式，其共同特點(diǎn)是具有大長(zhǎng)細(xì)比機(jī)身（見圖2），大后掠小面積單薄機(jī)翼，部分試驗(yàn)型號(hào)采用飛翼布局，另有部分試驗(yàn)型號(hào)具有單垂尾。

圖2 歐洲LAPCAT高超聲速飛機(jī)氣動(dòng)外形[2]Fig.2 Outline of LAPCAT hypersonic aircraft[2]

動(dòng)力方面，為滿足寬速域、大空域的飛行需求，水平起降高超聲速飛機(jī)通常采用渦輪基組合循環(huán)（TBCC）發(fā)動(dòng)機(jī)，如圖3 所示。其由渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)與沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行組合，低速段（Ma0～3）渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)工作，高速段（大于Ma3）沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作，為高超聲速飛機(jī)提供飛行動(dòng)力[3]。

圖3 TBCC組合發(fā)動(dòng)機(jī)Fig.3 Turbine-based combined combustion (TBCC) engine

1.2 作動(dòng)系統(tǒng)面臨的熱環(huán)境挑戰(zhàn)

高超聲速飛機(jī)高速飛行時(shí)面臨的首要挑戰(zhàn)是氣動(dòng)熱問題，當(dāng)飛機(jī)以超過Ma5的速度在臨近空間長(zhǎng)時(shí)間巡航時(shí)，機(jī)體溫度能達(dá)到500～600℃，機(jī)翼前緣溫度可達(dá)800℃以上，機(jī)頭前緣溫度達(dá)1000℃以上，熱流密度超過1000W/cm2[4-6]。為了保持飛機(jī)整體結(jié)構(gòu)承力，需要在不同區(qū)域采用相應(yīng)的熱防護(hù)措施，但仍難以避免外部熱流進(jìn)入機(jī)體內(nèi)部，從而對(duì)作動(dòng)系統(tǒng)產(chǎn)生影響。

高溫環(huán)境對(duì)作動(dòng)器機(jī)械部分的影響主要在傳動(dòng)介質(zhì)及其密封上。傳統(tǒng)的航空用液壓油正常工作在100℃以內(nèi)，資料顯示，美國(guó)高溫航空液壓油MIL-H-27601A 正常工作溫度為-40～280℃，短時(shí)可達(dá)到340℃[7]。國(guó)內(nèi)尚無(wú)相關(guān)材料的公開應(yīng)用信息。密封方面，常規(guī)橡膠密封材質(zhì)的耐溫能力在120℃以內(nèi)，高溫密封則需要通過填料密封與機(jī)械密封相結(jié)合，最高工作溫度可超過400℃。此外，作動(dòng)器的伺服控制器包含電子器件，而標(biāo)準(zhǔn)軍用電子器件的適用溫度最高為125℃。綜上，機(jī)體及翼面的高溫環(huán)境對(duì)作動(dòng)系統(tǒng)的可靠運(yùn)行會(huì)造成較大影響。

1.3 高超聲速飛機(jī)的供能挑戰(zhàn)

作動(dòng)系統(tǒng)必須依賴機(jī)載能源供給能量，機(jī)載能源又稱二次能源，包括電能、液壓能、氣壓能等形式，其中電能和液壓能是從發(fā)動(dòng)機(jī)的附件機(jī)匣提取的機(jī)械能轉(zhuǎn)化而來(lái)的，是作動(dòng)系統(tǒng)的主要供能形式。對(duì)于高超聲速飛機(jī)而言，發(fā)動(dòng)機(jī)處于沖壓工作模式時(shí)，無(wú)機(jī)械軸功輸出，現(xiàn)有飛機(jī)直接取機(jī)械能的方式不再適用，必須探索新的能量轉(zhuǎn)化方式為作動(dòng)系統(tǒng)供能。

近年來(lái)，大量學(xué)者進(jìn)行了探索研究，提出了基于朗肯循環(huán)、布雷頓循環(huán)、磁流體、燃料電池等技術(shù)的能源生成方式[8-10]，發(fā)電功率理論值可達(dá)MW級(jí)，但技術(shù)成熟度與實(shí)際應(yīng)用還存在一定差距。能源生成的動(dòng)態(tài)特性也缺乏驗(yàn)證，組合動(dòng)力模態(tài)轉(zhuǎn)換階段能源供給能否滿足負(fù)載需求也未明確。

1.4 高超聲速飛機(jī)的空間布局挑戰(zhàn)

高超聲速飛機(jī)通常采用大后掠單薄機(jī)翼，其厚度僅有百毫米量級(jí)，且為了減小阻力，力求避免采用在常規(guī)飛機(jī)作動(dòng)布局上通用的鼓包結(jié)構(gòu)，而電作動(dòng)器通常比傳動(dòng)的液壓作動(dòng)器重量和體積更大，更加難以適配薄機(jī)翼上的舵面局部空間。

高超聲速飛機(jī)需要在起降時(shí)驅(qū)動(dòng)起落架收放，在飛行時(shí)需要驅(qū)動(dòng)載荷艙門快速啟閉，這些艙室及相應(yīng)的作動(dòng)系統(tǒng)布置于狹長(zhǎng)的機(jī)身中（見圖4），面臨大功率下如何縮小重量和體積的困難，異型空間也對(duì)傳動(dòng)機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)提出了挑戰(zhàn)。

圖4 美X-43A尾部舵面作動(dòng)及其控制器布置Fig.4 Actuation system configuration of X-43A

2 作動(dòng)系統(tǒng)的發(fā)展現(xiàn)狀

2.1 作動(dòng)系統(tǒng)的多電化

多電化作動(dòng)是以電作動(dòng)代替全部或部分液壓作動(dòng)，能源則由電能取代原來(lái)的液壓能，帶來(lái)的收益有節(jié)省燃油、降低維護(hù)要求、提高飛機(jī)平均無(wú)故障時(shí)間等[11-12]。高性能電作動(dòng)器是支撐作動(dòng)多電化的核心部件，電作動(dòng)器有多種類型，主要有電靜液作動(dòng)器（EHA）、機(jī)電作動(dòng)器（EMA）、電液備份作動(dòng)器等，其重量、體積與力、功率比值對(duì)比如圖5所示。多電化是從20 世紀(jì)90 年代開始發(fā)展的技術(shù)，因此目前電作動(dòng)主要應(yīng)用于最新的飛機(jī)型號(hào)，如波音787 水平安定面、中間擾流板采用了EMA 作動(dòng)器，空客A350 在升降舵、方向舵和內(nèi)側(cè)副翼上采用了傳統(tǒng)液壓作動(dòng)器與EHA 異構(gòu)驅(qū)動(dòng)的方式，F(xiàn)-35戰(zhàn)斗機(jī)則在主飛控上全部采用EHA作動(dòng)方式[13-14]。

圖5 電作動(dòng)器的重量、體積與力、功率比值對(duì)比[15]Fig.5 Comparison between electrical actuators weight,volume, force, and power[15]

從圖5 可以看出，不同類型的電作動(dòng)器的功重比隨功率等級(jí)變化，具有各自的優(yōu)勢(shì)區(qū)間。EHA由于仍保留了液壓作動(dòng)筒，可以像傳統(tǒng)伺服作動(dòng)一樣在發(fā)生故障時(shí)進(jìn)行隨動(dòng)，而EMA若發(fā)生卡死，將難以實(shí)現(xiàn)舵面的隨動(dòng)恢復(fù)，這也是EMA 應(yīng)用于主飛控的重要技術(shù)障礙。對(duì)于高速飛行器而言，目前已開展飛行驗(yàn)證的多為小型飛行器，試驗(yàn)次數(shù)少、飛行時(shí)間短，故障暴露的可能性較低。因此從公開資料來(lái)看，美國(guó)的X-37 到X-43 之間多個(gè)高速飛機(jī)型號(hào)均采用EMA 作動(dòng)器的方案，如圖6 所示[16-18]。但未來(lái)若開展大型長(zhǎng)航時(shí)高超聲速飛機(jī)研制，作動(dòng)方案應(yīng)該采用EMA、EHA或傳統(tǒng)液壓伺服作動(dòng)中的哪一種，仍需進(jìn)一步研究。

圖6 X-43A上采用的Moog公司的EMA[19]Fig.6 Moog company’s EMA adopted on X-43A[19]

2.2 作動(dòng)系統(tǒng)的高壓化

液壓系統(tǒng)壓力升高，傳輸同樣的功率可降低系統(tǒng)流量需求，提高作動(dòng)筒單位面積出力，進(jìn)而減小液壓元件的體積和重量，因此液壓系統(tǒng)高壓化符合高超聲速飛機(jī)對(duì)功重比的極致要求。美國(guó)海軍在F-14 戰(zhàn)斗機(jī)上進(jìn)行了壓力分別為21MPa （3000psi）和56MPa（8000psi）機(jī)載液壓系統(tǒng)的對(duì)比研究，結(jié)果表明，56MPa 比21MPa 的機(jī)載液壓系統(tǒng)重量減輕30%，體積可縮小40%。從機(jī)載液壓系統(tǒng)發(fā)展趨勢(shì)來(lái)看，壓力體制持續(xù)提升（見圖7），目前最新的量產(chǎn)飛機(jī)型號(hào)液壓系統(tǒng)額定壓力已達(dá)35MPa。

圖7 機(jī)載液壓系統(tǒng)壓力體制發(fā)展Fig.7 Evolution of aircraft hydraulic pressure

SR-71與“協(xié)和”號(hào)客機(jī)是目前已知的采用全套液壓作動(dòng)的高速飛機(jī)，雖兩個(gè)型號(hào)均已退役，但與其同期型號(hào)相比，其液壓系統(tǒng)壓力均高出一個(gè)層級(jí)，SR-71的最大飛行速度超過Ma3，空重約為28t，液壓作動(dòng)系統(tǒng)供油壓力為22.4MPa[20]?！皡f(xié)和”號(hào)客機(jī)最高速度超過Ma2，空重約為78t 壓力體制的F-22 早首飛30 年，在當(dāng)時(shí)取得了液壓元部件減重25%、管路附件減重22%、介質(zhì)減重8%的收益[21]。

值得注意的是，由于壓力升高后，負(fù)載前后壓力損失增大，產(chǎn)熱量隨之增大，而流量需求減小，導(dǎo)致管徑變細(xì)且元件表面積變小，系統(tǒng)散熱能力下降，存在熱失效風(fēng)險(xiǎn)，需要強(qiáng)化熱綜合設(shè)計(jì)。

2.3 新材料的應(yīng)用

近年來(lái)，新材料在航空中的應(yīng)用日益增多，如飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)中陶瓷基非金屬輕質(zhì)材料的應(yīng)用、機(jī)體中碳纖維材料的大面積應(yīng)用等，均是以減重增效為目標(biāo)。探索研究新材料的應(yīng)用，可進(jìn)一步提高高超聲速飛機(jī)作動(dòng)系統(tǒng)的功重比。近幾年，歐美將輕量化作為下一代產(chǎn)品的重要考核指標(biāo)，美國(guó)流體動(dòng)力協(xié)會(huì)確定的技術(shù)路線圖將降低重量、提高功重比作為下一代液壓系統(tǒng)性能提升的關(guān)鍵路徑[22]。由于作動(dòng)系統(tǒng)存在高壓的運(yùn)動(dòng)摩擦副，因此采用碳纖維等復(fù)合材料時(shí)會(huì)面臨高精度控形控性、結(jié)構(gòu)工藝一體化設(shè)計(jì)等多項(xiàng)挑戰(zhàn)。

德累斯頓工業(yè)大學(xué)的輕量化工程與聚合物技術(shù)項(xiàng)目研制了碳纖維復(fù)合材料（CFRP）液壓缸，采用預(yù)埋金屬螺紋結(jié)構(gòu)解決連接問題，提出凝膠內(nèi)襯層方案解決多種材料熱膨脹系數(shù)差異分層問題。薩克森州輕量化中心基于此技術(shù)制造的CFRP液壓缸樣機(jī)，替代客機(jī)前起落架作動(dòng)筒，測(cè)試壓力最高達(dá)到 21MPa，較原型減重約30%[23]。

國(guó)內(nèi)，北京航空航天大學(xué)基于雙出桿液壓作動(dòng)器，設(shè)計(jì)了75mm 直徑的適應(yīng)纏繞成形工藝特點(diǎn)的復(fù)合缸筒結(jié)構(gòu)，試制了鋁合金內(nèi)襯的CFRP缸筒樣機(jī)（見圖8），達(dá)到了額定21MPa、最高31.5MPa的工作壓力，減重效果明顯[24]。

圖8 CFRP作動(dòng)筒樣機(jī)Fig.8 CFRP actuator prototype

目前，新型材料作動(dòng)器僅有部分面向通用工業(yè)的貨架產(chǎn)品，尚未在航空領(lǐng)域開展應(yīng)用，主要是由于技術(shù)還沒有完全成熟，無(wú)法滿足航空機(jī)載嚴(yán)酷條件下的高可靠、高安全要求，尚需經(jīng)過長(zhǎng)時(shí)間的工業(yè)應(yīng)用進(jìn)行檢驗(yàn)與迭代完善。

2.4 作動(dòng)系統(tǒng)的熱管理

傳統(tǒng)飛機(jī)上的液壓作動(dòng)系統(tǒng)通常采用液壓/燃油換熱器進(jìn)行冷卻，全機(jī)液壓循環(huán)還會(huì)產(chǎn)生均熱效果，基本能滿足冷卻需求。F-35應(yīng)用EHA作為主飛控后，發(fā)生過因作動(dòng)器過熱而導(dǎo)致功能失效的事故[25]。就高超聲速飛機(jī)而言，由于作動(dòng)器布置在機(jī)翼舵面附近，靠近外部環(huán)境，存在熱失控超溫風(fēng)險(xiǎn)。

目前，高超聲速技術(shù)驗(yàn)證飛行器在大氣層內(nèi)的飛行時(shí)長(zhǎng)較短，為解決作動(dòng)器的熱問題，一般以被動(dòng)熱防護(hù)為主、主動(dòng)熱管理為輔。熱防護(hù)主要是采用一些隔熱手段，將外部熱隔離在作動(dòng)器艙室之外。如美國(guó)X-38 采用金屬橡膠條密封舵面與舵機(jī)艙之間的縫隙[26]，SR-71 系列飛機(jī)則在升降舵艙內(nèi)壁和發(fā)動(dòng)機(jī)與作動(dòng)器艙室之間布置了泡沫橡膠、玻璃布、石棉板等隔熱層[27]。主動(dòng)熱管理則是引入外部冷卻液或冷空氣等介質(zhì)，對(duì)作動(dòng)器艙室進(jìn)行主動(dòng)降溫，如美國(guó)的D-21 超聲速無(wú)人機(jī)，采用直徑在10mm 左右的冷卻管，對(duì)作動(dòng)器艙室噴射冷卻介質(zhì)（見圖9），在必要的時(shí)候?qū)Χ鏅C(jī)各個(gè)部件進(jìn)行主動(dòng)降溫[28]。

圖9 D-21升降舵艙冷卻管布置Fig.9 Cooling tube of D-21 elevator cabin

3 高超聲速飛機(jī)作動(dòng)系統(tǒng)發(fā)展展望

高超聲速飛機(jī)正向著更大起飛重量、更長(zhǎng)飛行時(shí)間以及更復(fù)雜的飛行任務(wù)發(fā)展，負(fù)載數(shù)量增多，功率等級(jí)大幅提高，受到熱、能源和結(jié)構(gòu)的約束更強(qiáng)，作動(dòng)系統(tǒng)的方案復(fù)雜性將遠(yuǎn)超現(xiàn)有小型驗(yàn)證機(jī)采用的方案。

3.1 多電化的能源架構(gòu)

從目前面向組合發(fā)動(dòng)機(jī)的機(jī)載能源提取方式研究來(lái)看，由于沖壓段能源的生成與轉(zhuǎn)化形式均為機(jī)械能或熱能向電能轉(zhuǎn)換，因此高超聲速飛機(jī)的主能源形式是電能，多電化不僅是系統(tǒng)減重增效的優(yōu)選方案，而且是為適應(yīng)飛機(jī)動(dòng)力而被動(dòng)采用的方案。由于僅作動(dòng)系統(tǒng)的功率需求就將達(dá)到幾十千瓦量級(jí)，也無(wú)法單純依賴蓄電池供電，必須采用大功率在線發(fā)電方案為包括作動(dòng)系統(tǒng)在內(nèi)的機(jī)載系統(tǒng)供能。

目前，電作動(dòng)器的功重比正逐漸提升，但與傳統(tǒng)的液壓作動(dòng)器相比仍存在差距，尤其是在單薄機(jī)翼的舵面作動(dòng)、機(jī)身載荷艙門的大功率瞬時(shí)作動(dòng)上，尚難以找到可行的電作動(dòng)器方案。因此，未來(lái)的高超聲速飛機(jī)仍會(huì)為了部分特殊負(fù)載的作動(dòng)需求，而采用液壓供能的方式。能源架構(gòu)將以電液混合的形式發(fā)展，即以電能作為主能源形式，液壓能作為局部特殊負(fù)載的能源形式，大功率的電機(jī)泵作為電液能量轉(zhuǎn)化節(jié)點(diǎn)，需要考慮源荷匹配設(shè)計(jì)，從功率等級(jí)、轉(zhuǎn)換效率、動(dòng)態(tài)響應(yīng)、重量、可靠性等維度對(duì)能源架構(gòu)拓?fù)溥M(jìn)行優(yōu)化，構(gòu)建系統(tǒng)優(yōu)化配置策略。

3.2 高峰值功率作動(dòng)的能量管理

高超聲速飛機(jī)能源需求量大，國(guó)內(nèi)外研究機(jī)構(gòu)普遍評(píng)估其機(jī)載能源需求達(dá)到MW級(jí)，執(zhí)行任務(wù)追求“速戰(zhàn)速?zèng)Q”，任務(wù)窗口小，能量釋放密度大、峰值高。如按照峰值功率包絡(luò)進(jìn)行能源設(shè)計(jì)會(huì)帶來(lái)重量體積超出平臺(tái)承受極限的問題。因此，能源系統(tǒng)必然需要通過“零存整取”的儲(chǔ)能方式，在保障瞬態(tài)高峰值需求的同時(shí)，降低裝機(jī)功率的設(shè)計(jì)。

此外，電作動(dòng)存在四象限工作狀態(tài)，會(huì)對(duì)電網(wǎng)造成饋能沖擊，拉低電網(wǎng)品質(zhì)，嚴(yán)重影響電網(wǎng)及其他負(fù)載的安全，而采用現(xiàn)有電作動(dòng)上常用的耗能電阻方案，則將所有饋能轉(zhuǎn)化為熱，加劇了高超聲速作動(dòng)的熱矛盾，因此有必要研究將電作動(dòng)回饋的能量進(jìn)行存儲(chǔ)的方案，以減少發(fā)熱。對(duì)于高超聲速飛機(jī)來(lái)說，由于能源生成受組合動(dòng)力工況變化影響較大，需要儲(chǔ)能環(huán)節(jié)大幅提高電網(wǎng)容性以平抑波動(dòng)，因此儲(chǔ)能重要性更加凸顯。目前鋰電池的安全性已在部分多電飛機(jī)上得到了驗(yàn)證，但是鋰電池的比功率有限，對(duì)電作動(dòng)雙向能流的快速變化響應(yīng)能力不足，因此有必要研究電池、超級(jí)電容及其他儲(chǔ)能形式組合的方案及其充放管理策略，綜合各種儲(chǔ)能的比能量與比功率優(yōu)勢(shì)，以滿足在高低頻功率波動(dòng)下的電網(wǎng)穩(wěn)定需求。

3.3 作動(dòng)系統(tǒng)的熱管理

未來(lái)熱管理系統(tǒng)設(shè)計(jì)將從整機(jī)層面進(jìn)行全局設(shè)計(jì)，作動(dòng)系統(tǒng)的熱管理需要融入整機(jī)熱管理體系，艙內(nèi)環(huán)境溫度控制能力會(huì)影響作動(dòng)器耐熱上限指標(biāo)，因此作動(dòng)系統(tǒng)熱管理需要解決兩個(gè)問題：一是如何與全機(jī)熱管理架構(gòu)融合；二是如何滿足本地溫度不超限的要求。

在全機(jī)熱管理整體架構(gòu)方面，以機(jī)載燃油作為主要熱沉，通過蒸發(fā)循環(huán)將作動(dòng)系統(tǒng)液冷循環(huán)中的熱量傳至燃油。蒸發(fā)循環(huán)系統(tǒng)通過節(jié)流閥和電動(dòng)壓縮機(jī)的主動(dòng)溫度調(diào)節(jié)，控制燃油換熱溫差，提高燃油熱沉利用率，液冷循環(huán)通過冷卻液循環(huán)泵對(duì)作動(dòng)器各元件進(jìn)行溫度控制。對(duì)于本地局部的熱管理，作動(dòng)系統(tǒng)中末端的主要產(chǎn)熱部件如驅(qū)動(dòng)器、電機(jī)、閥等，通過設(shè)計(jì)局部液冷散熱器與熱源進(jìn)行連接，如對(duì)驅(qū)動(dòng)器、閥等表面熱分布較為均勻的元件設(shè)計(jì)單邊液冷管殼式散熱器與液冷循環(huán)連接。電機(jī)發(fā)熱集中于線圈、軸承等內(nèi)部元件，可考慮設(shè)計(jì)嵌入式液冷循環(huán)散熱器與產(chǎn)熱元件連接。針對(duì)峰值功率較大、散熱能力不足的問題，可考慮增加儲(chǔ)熱元件，如通過相變材料儲(chǔ)熱、局部噴霧冷卻等方式，提升峰值溫控能力。

3.4 靈巧化新原理作動(dòng)

目前的飛機(jī)作動(dòng)以直線機(jī)械作動(dòng)為主，必須附加搖桿、耳環(huán)等結(jié)構(gòu)將直線驅(qū)動(dòng)轉(zhuǎn)化為旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)。由于高超聲速機(jī)體空間布局受限，且飛機(jī)飛行跨越多個(gè)空域、速域，每個(gè)速域下最優(yōu)氣動(dòng)外形均不同，因此目前也有大量學(xué)者對(duì)高超聲速的變體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)開展研究，但變體驅(qū)動(dòng)的方式一直是難以逾越的技術(shù)障礙。

對(duì)于輕薄機(jī)翼的驅(qū)動(dòng)，美國(guó)X-43采用將作動(dòng)器內(nèi)埋在緊鄰舵面的機(jī)身內(nèi)的方式，由于機(jī)翼面積小，動(dòng)壓載荷小，作動(dòng)器可以滿足需求。但對(duì)于大載荷作動(dòng)，為使力臂加長(zhǎng)后不產(chǎn)生干涉，必須增大作動(dòng)器艙容積，降低系統(tǒng)功率體積比。若采用葉片馬達(dá)形式進(jìn)行直接旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)，則可縮小力矩產(chǎn)生空間，尤其是舵面行程范圍較大時(shí)，具有明顯的布置優(yōu)勢(shì)，如圖10所示。

圖10 葉片馬達(dá)的空間布置優(yōu)勢(shì)Fig.10 Configuration advantage of vane actuator

對(duì)于機(jī)翼的連續(xù)變形驅(qū)動(dòng)，如形狀記憶合金（SMA）等新材料的應(yīng)用，也是潛在的靈巧化作動(dòng)的技術(shù)路徑。SMA具有較大的恢復(fù)應(yīng)力和恢復(fù)應(yīng)變，且彈性模量較高，對(duì)抗壓力、拉力、剪切載荷具有相同的阻尼系數(shù)，使得它較其他的傳統(tǒng)阻尼材料更有優(yōu)勢(shì)且更易于應(yīng)用于結(jié)構(gòu)中。

4 結(jié)論

本文通過對(duì)高超聲速飛機(jī)特點(diǎn)的分析，總結(jié)了其作動(dòng)系統(tǒng)面臨的技術(shù)挑戰(zhàn)，并基于對(duì)高超聲速作動(dòng)技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀的梳理，給出了對(duì)未來(lái)新技術(shù)發(fā)展重點(diǎn)關(guān)注的方向建議。主要結(jié)論如下：

（1）未來(lái)高超聲速飛機(jī)作動(dòng)能源架構(gòu)為電液混合形式，以電能為干網(wǎng)能源形式，供給全機(jī)負(fù)載，以液壓為子網(wǎng)能源形式，供給需要超高功重比的局部負(fù)載作動(dòng)。

（2）熱管理是保障作動(dòng)系統(tǒng)的重要基礎(chǔ)條件，除了防護(hù)作動(dòng)器不受外部高氣動(dòng)熱的影響，還必須考慮作動(dòng)器自身發(fā)熱的控制，解決“內(nèi)外共熱”問題。

（3）能量管理是作動(dòng)系統(tǒng)的重要組成部分，在設(shè)計(jì)階段，通過儲(chǔ)能形式降低裝機(jī)功率；在運(yùn)行階段，通過“慢充快放”的管理策略支撐瞬態(tài)高峰值功率作動(dòng)需求。