高超声速进气道动稳态攻角特性研究

高超声速进气道动/稳态攻角特性研究

高超声速进气道攻角特性与高超声速飞行器性能密切相关，具有重要的理论意义和工程应用背景，是国内外研究者关注的重要问题。针对高超声速飞行器在飞行过程中，俯仰姿态可能发生大幅度改变或振荡的特点，本文采用理论分析、数值模拟和风洞实验相结合的方法，研究了攻角导致的来流条件定常、非定常变化对高超声速进气道内部流场特征和性能参数的影响，分析了其形成机理，为高超声速进气道性能估计及有效控制建立了必要的理论基础和技术储备。

论文首先研究了稳态攻角变化对高超声速进气道性能的影响。针对Ma6.5

一级的高超声速飞行器，在相同约束条件下（相同设计马赫数、等进口面积、相同出口马赫数），设计了一组包括二元式、侧压式、轴对称式、三维内收缩式的高超声速进气道方案，并采用三维数值模拟的方法研究了攻角对高超声速进气道气动特性的影响，揭示了典型高超声速进气道方案的内部流动特征、性能参数随攻角的变化规律。

研究结果表明：攻角变化改变了进气道压缩量、内通道的附面层厚度和入口气流品质，从而影响了进气道流量捕获特征、压缩能力和出口总压恢复性能；进气道攻角的增加还会使得进气道抗反压能力提高，起动能力下降。对于不同的进气道构型而言，攻角对轴对称式进气道气动性能的影响规律和其它进气道类型相比存在显著差别。

本文接着探索了动态攻角变化对高超声速进气道性能影响。采用非定常、动网格数值模拟方法，考虑了不同攻角动态变化方式，分析了攻角动态频率/速率、幅值、来流马赫数、振荡转轴位置、起始振荡攻角、进气道尺度、前缘钝化、总收缩比和飞行高度等参数对高超声速进气道攻角动态特性的影响规律。

研究结果表明，攻角动态变化时：受到气流的可压缩性、粘性作用等带来的气动迟滞效应的影响，高超声速进气道流场特征和性能参数会存在一定滞后现象，且不同性能参数之间的滞后规律不同；对于攻角变化造成的进气道不起动问题，随着动态攻角速率/频率的增加，进气道发生不起动的攻角值变大，进气道再起动的攻角值减小，即攻角动态变化对进气道起动过程存在一定的迟滞效应。此外，对于不能实现自起动的高超声速进气道，发现以特定攻角速率/频率振荡可能利于进气道重新恢复起动。

研究认为，攻角动态速率/频率、振荡幅值、来流马赫数和进气道几何尺度是影响高超声速进气道动态攻角性能的重要因素，相对而言，进气道总收缩比、飞行高度、转轴位置及前缘钝化等因素不会显著影响进气道的动态攻角性能。针对高超声速飞行器与机体高度一体化的进气系统，设计了基于二元进气道的高超声速前体/进气道一体化模型，分析了攻角动态变化对一体化模型气动特性的影响，并对飞行环境下一体化模型的动态攻角性能进行初步预测。

研究结果表明：攻角动态变化的三维前体/进气道一体化模型其性能参数出现了迟滞现象，进气道的不起动、再起动过程产生了滞后现象；对于高超声速前体/进气道一体化模型，在转级及巡航飞行状态，攻角在一定范围内发生的动态变化不会使进气道捕获流量及其它性能参数发生突然变化，即不会引起进气道工作状态的突变。最后，本文结合数值模拟的研究方法，在Ma3.85条件下完成了二元式、侧压式高超声速进气道攻角连续动态变化的风洞实验，实验中的攻角频率最大达10.4Hz，攻角变化范围为0°～8.2°。

实验结果表明：二元高超声速进气道在攻角振荡过程中全程处于起动状态，其性能变化曲线与稳态时相似，攻角的动态变化未对进气道性能产生显著的影响；

侧压式进气道重复出现起动-不起动-再起动现象；在攻角振荡过程中，受到壁面运动的影响，侧压式高超声速进气道起动性能出现了迟滞现象，随着攻角动态频率增加，其不起动攻角逐渐增加而再起动的攻角逐渐减小。针对攻角动态变化影响的形成机理，研究发现，近壁面产生的局部低速区和气流分离会对进气道性能产生显著影响，而局部低速区和气流分离的产生、发展与消失过程都会受到进气道壁面非定常振荡的影响；局部低速区和气流分离的非定常产生、发展与消失过程的不同，是动态条件下影响进气道非定常性能的主要原因。

超声速进气道的分类方法

超声速进气道的分类方法，优缺点及应用范围 进气道的功用是把一定的高速气流均匀地引入发动机，并满足发动机在不同条件下所需求的空气流量，同时气流在其中减速增压。对进气道的主要要求是：总压恢复系数尽可能的高，阻力小，结构简单且重量轻。当气流以超声速流入进气道时，超声速气流受到压缩时必然要产生激波，而激波会引起较大的总压损失，使气流的做功能力下降。因此，在设计进气道时，如何组织进气道进口前的激波系，降低进气道的总压损失是非常重要的。 超声速气流流经锥体时便产生锥形激波，流经楔形体时便产生平面斜激波。空气喷气发动机所需空气的进口和通道。进气道不仅供给发动机一定流量的空气，而且进气流场要保证压气机和燃烧室正常工作。涡轮喷气发动机压气机进口流速的马赫数约为0.4，对流场的不均匀性有严格限制。在飞行中，进气道要实现高速气流的减速增压，将气流的动能转变为压力能。随着飞行速度的增加，进气道的增压作用越来越大，在超音速飞行时的增压作用可大大超过压气机，所以超音速飞机进气道对提高飞行性能有重要的作用。超音速进气道通过多个较弱的斜激波实现超音速气流的减速。 超音速进气道分为外压式、内压式和混合式三类。①外压式进气道：在进口前装有中心锥或斜板，以形成斜激波减速，降低进口正激波的强度，从而提高进气减速增压的效率。外压式进气道的超音速减速全部在进气口外完成，进气口内通道基本上是亚音速扩散段。按进气口前形成激波的数目不同又有2波系、3波系和多波系之分。外压式进气道的缺点是阻力大;②内压式进气道:为收缩扩散形管道，超音速气流的减速增压全在进口以内实现。设计状态下，气流在收缩段内不断减速至喉部恰为音速，在扩散段内继续减到低亚音速。内压式进气道效率高、阻力小，但非设计状态性能不好，起动困难，在飞机上未见采用；③混合式进气道：是内外压式的折衷。按照波系数目的多少来划分，又可分为正激波式、双波系和多波系进气道。 对于超音速飞机而言，本身其飞行马赫数变化范围较宽，对于进气道就要求在较宽的范围内高效的减速增压；而且，由于超音速飞行，进口前气流不能自动地适应发动机所需而引入适当的流量，容易发生溢流。所以随着速度提高，飞机进气道也发生了很大的变化，结构上朝着更加复杂化发展，这也是性能和速度提高后确保发动机工作稳定的先决条件。飞机进气口大小是不变的，而高速和低速飞行时发动机对空气量的需求却不一样，尤其超音速飞行时，进入进气道的空气量超过了发动机的实际需求，如果不将其排除则会导致额外的阻力，所以，超音速进气道都设有旁路系统，空气超过发动机需求时，则开启旁路系统，将多余的空气排放出去。圆形或半圆形的进气道有个中心锥，它一是用来调节进气量，还有一个重要的作用是调节激波的位臵，超音速进气道与亚音速进气道在外形上的的主要区别就是是否有中心锥和压缩斜板，中心锥可以看到，而压缩板有的在进气道内部。 超音速进气道主要经历的四个阶段 （一）三维轴对称进气道 这种进气道通常指的是圆形、半圆形、四分之一圆形进气道，它与亚音速类似，但是它有一个中心锥面的预压缩面，中心锥的位臵是可以调节的，以适应不同速度下的进气量要求，提高进气效率，使发动机始终在最佳状态下工作，满足飞机的飞行需要。由于安装了中心锥，在低速，尤其是起飞阶段进气量不足，所以采用这种进气道的飞机一般在进气口后方开有一个或多个辅助进气口，这种进气道一般用在速度2.2M以下的飞机。世界上第一种安装超音速进气道的飞机是美国F－104“星”战斗机，苏联第一种使用超音速进气道的飞机

高超声速进气道动稳态攻角特性研究

高超声速进气道动/稳态攻角特性研究 高超声速进气道攻角特性与高超声速飞行器性能密切相关，具有重要的理论意义和工程应用背景，是国内外研究者关注的重要问题。针对高超声速飞行器在飞行过程中，俯仰姿态可能发生大幅度改变或振荡的特点，本文采用理论分析、数值模拟和风洞实验相结合的方法，研究了攻角导致的来流条件定常、非定常变化对高超声速进气道内部流场特征和性能参数的影响，分析了其形成机理，为高超声速进气道性能估计及有效控制建立了必要的理论基础和技术储备。 论文首先研究了稳态攻角变化对高超声速进气道性能的影响。针对Ma6.5 一级的高超声速飞行器，在相同约束条件下（相同设计马赫数、等进口面积、相同出口马赫数），设计了一组包括二元式、侧压式、轴对称式、三维内收缩式的高超声速进气道方案，并采用三维数值模拟的方法研究了攻角对高超声速进气道气动特性的影响，揭示了典型高超声速进气道方案的内部流动特征、性能参数随攻角的变化规律。 研究结果表明：攻角变化改变了进气道压缩量、内通道的附面层厚度和入口气流品质，从而影响了进气道流量捕获特征、压缩能力和出口总压恢复性能；进气道攻角的增加还会使得进气道抗反压能力提高，起动能力下降。对于不同的进气道构型而言，攻角对轴对称式进气道气动性能的影响规律和其它进气道类型相比存在显著差别。 本文接着探索了动态攻角变化对高超声速进气道性能影响。采用非定常、动网格数值模拟方法，考虑了不同攻角动态变化方式，分析了攻角动态频率/速率、幅值、来流马赫数、振荡转轴位置、起始振荡攻角、进气道尺度、前缘钝化、总收缩比和飞行高度等参数对高超声速进气道攻角动态特性的影响规律。

研究结果表明，攻角动态变化时：受到气流的可压缩性、粘性作用等带来的气动迟滞效应的影响，高超声速进气道流场特征和性能参数会存在一定滞后现象，且不同性能参数之间的滞后规律不同；对于攻角变化造成的进气道不起动问题，随着动态攻角速率/频率的增加，进气道发生不起动的攻角值变大，进气道再起动的攻角值减小，即攻角动态变化对进气道起动过程存在一定的迟滞效应。此外，对于不能实现自起动的高超声速进气道，发现以特定攻角速率/频率振荡可能利于进气道重新恢复起动。 研究认为，攻角动态速率/频率、振荡幅值、来流马赫数和进气道几何尺度是影响高超声速进气道动态攻角性能的重要因素，相对而言，进气道总收缩比、飞行高度、转轴位置及前缘钝化等因素不会显著影响进气道的动态攻角性能。针对高超声速飞行器与机体高度一体化的进气系统，设计了基于二元进气道的高超声速前体/进气道一体化模型，分析了攻角动态变化对一体化模型气动特性的影响，并对飞行环境下一体化模型的动态攻角性能进行初步预测。 研究结果表明：攻角动态变化的三维前体/进气道一体化模型其性能参数出现了迟滞现象，进气道的不起动、再起动过程产生了滞后现象；对于高超声速前体/进气道一体化模型，在转级及巡航飞行状态，攻角在一定范围内发生的动态变化不会使进气道捕获流量及其它性能参数发生突然变化，即不会引起进气道工作状态的突变。最后，本文结合数值模拟的研究方法，在Ma3.85条件下完成了二元式、侧压式高超声速进气道攻角连续动态变化的风洞实验，实验中的攻角频率最大达10.4Hz，攻角变化范围为0°～8.2°。 实验结果表明：二元高超声速进气道在攻角振荡过程中全程处于起动状态，其性能变化曲线与稳态时相似，攻角的动态变化未对进气道性能产生显著的影响；

俄罗斯高超声速技术飞行试验计划_一_

武器系统 本文20002126收到,作者系航天机电集团公司三院310所研究员 俄罗斯高超声速技术飞行试验计划 (一) 刘桐林 摘　要　高超声速技术是现代高新技术的集合,已经进入飞行试验阶段。在这一技术领域中,俄罗斯、美国研究处于世界的领先地位。本报告较全面介绍俄罗斯高超声速技术进展,重点介绍当前正 在或计划进行的4个飞行试验计划,即“冷”(Холод)计划、“鹰”(Ореβл)计划、“彩虹2D 2”(Радуга2д2)计划和“鹰231”(Ореβл 231)计划。主题词　俄罗斯 高超声速 超燃冲压发动机 飞行试验 计划 前苏联在超声速飞行器和冲 压发动机技术领域在世界上处于绝对领先地位。几十年来,前苏联中央空气流体动力研究院(ЦАГИ )、巴拉诺夫中央航空发动机研究院(ЦИАМ )、图拉耶夫联盟设计局(ТМКБ2Союз )、彩虹设计局(МКБ21адуга )、莫斯科航空学院(МАИ)等单位长期致力于高超声速技术基础理论研究,在亚 超燃冲压发动机、C H 燃 料、耐高温材料、CFD 技术及一体化设计技术等方面取得了重大突破。在高空飞行试验中,首次实现超声速燃烧,是航空航天领域的重大事件,它将大大促进高超声技术应用研究的发展。 俄罗斯已进入高超声速技术飞行验证阶段。有许多飞行试验计划,多是联合进行的,也有的是与国外合作开发的。其中,重 要的飞行试验计划有4个:ЦИАМ与ЦАГИ等联合进行的 “冷”(Холод)计划和“鹰”(Ореβл)计划;彩虹设计局和ЦАГИ联合 进行的“彩虹2D 2”(Радуга2д2)计划和图拉耶夫联盟设计局 (ТМКБ2Союз)、火炬设计局(ОКБ2Факел )、米格和莫斯科飞机生产联合企业(МАПОМИГ )联合进行的“鹰231”(Ореβл231)飞行试验计划。 1　“冷”(Холод )计划在俄罗斯高超速技术飞行试 验中,最早进行的是“冷”计划。1.1　研制单位概况 “冷”计划是由俄罗斯巴拉诺夫中央发动机研究院(ЦИАМ2C I AM )与俄罗斯茹科夫斯基中央空气流体动力研究院(ЦАГИ2T s A G I )等单位合作进行的。 ЦИАМ是从事航空发动机 研究的国家级科研机构,是俄罗斯最大的研究机构之一,也是欧洲最大的发动机研究试验中心。它是1930年在中央空气流体动力学研究院螺桨发动机部、汽车和航空发动机研究院的航空部、伏龙芝航空工厂设计所的基础上组建的。1955年建成了图拉耶沃试验研究基地,它是欧洲最大的高空、高速下试验航空发动机的基地。后来又陆续建成了计算机中心、生产试验等设施。ЦИАМ的喷气理论与优化发动机性能研究工作成绩突出,研制了几代大功率涡轮喷气发动机,为前苏联发展现代高性能歼击机准备了动力装置,ЦИАМ为前苏联航空发动机的现代化作出了巨大的贡献。 ЦИАМ主要的科研领域有:

美国普惠公司吸气式高超声速推进技术发展综述

推进技术 美国普惠公司吸气式高超声速 推进技术发展综述 摘　要　美国普拉特2惠特尼公司(P&W)正在开发吸气式高超声速部件和发动机技术。在将氢燃料推进系统用于空间进入飞行器的国家航空航天飞机(NASP)计划中,开发了超燃冲压喷气发动机数据库。2004年进行的由普惠公司设计、由NASP派生的Hyper2X氢燃料超燃冲压喷气发动机两次成功的飞行试验, 行试验数据。第一次试验的马赫数接近7,第二次试验的马赫数接近10。美空军研究实验室(AFRL)高超声速技术(HyTech)办公室已决定继续改进NASP,不断开发新技术,以验证液碳氢燃料超燃冲压喷气发动机系统在马赫数4～8下的适用性、性能和耐用性。在AFRL和美国防高级研究计划局(DARP A)的资助下,计划在超燃冲压喷气发动机演示样机2骑波器(SE D2WR)项目下,在2008—2010年进行飞行质量、燃料冷却方式的碳氢超燃冲压喷气发动机飞行试验。将超燃冲压喷气发动机用于组合循环推进系统的技术也正在研究中。超燃冲压喷气发动机和固体火箭助推器的组合适用于高超声速巡航弹。使用气体涡轮机进行低速加速和使用火箭发动机助推的超燃冲压式喷气发动机正在研究中,以用于高超声速巡航飞行器和可重复使用的发射系统。 关键词　高超声速巡航导弹 推进技术 超燃喷气发动机 引　言 20世纪60年代,美国联合技术研究中心(UTRC)的联合技术公司(UT C)开始开发冲压式喷气发动机和超燃冲压喷气发动机技术。从20世纪70年代起,开始通过先进小体积冲压喷气发动机和先进战略空射导弹飞行试验对冲压喷气发动机技术进行验证。随后,从20世纪90年代起,开始用先进空空导弹对其进行飞行试验验证。20世纪80年代中期,随着国家航空航天飞机计划(NASP)的启动,普惠公司恢复了超燃冲压喷气发动机开发工作。NASP的目的在于开发一体化低速加速器、冲压喷气发动机和超燃冲压喷气发动机推进系统,并对其进行飞行验证。在NASP的10年研发中,为用于X2 30演示机的氢燃料超燃冲压喷气发动机部件和整机建立了雄厚的技术基础,包括已经过验证的设计工具和方法学。 最初的NASP发动机设计被用作Hyper2X飞行器的超燃冲压喷气发动机设计的基础。2004年成功地进行了氢燃料Hyper2X飞行器的飞行试验,飞行马赫数接近7和10。与NASP并行,UTRC也在美空军研究实验室(AFRL)资助的超燃冲压喷气发动机部件技术(SCT)计划下,开发碳氢燃料超燃冲压喷气发动机技术。碳氢燃料超燃冲压喷气发动机比氢燃料超燃冲压喷气发动机动力小,但后勤保障性强。在SCT计划下,完成了吸热式冷却技术的开发和碳氢燃料超燃冲压喷气发动机燃烧室的直连试验。 为在NASP后继续保持高超声速推进技术方面的核心竞争力,美空军部长于1995年在AFRL启动了高超声速技术(HyTech)项目。普惠公司于1996获得了该项目下的碳氢超燃冲压喷气发动机技术(HySET)项目。HySET项目的目标是研发并且演示马赫数4～8下的碳氢燃料超燃冲压喷气发动机的适用性、性能和耐久性,以使一次性使用和可重复使用高超声速飞行器的开发成为可能。HySET项目已经在两个主要应用领域取得突破:首先,研发的控制方案将流路干扰减到最小,增加了超燃冲压喷气发动机设计的推阻裕度;其次,已经证实吸热式燃料冷却的可行性。2000年和2001年,AFRL和普惠公司进行了第一次非冷却的液碳氢燃料超燃冲压喷气发动机的性能试验的发动机(PTE)地面试

高超声速空天飞行器研究现状汇总

高超声速空天飞行器研究现状 摘要 高超声速飞行器一般是指飞行马赫数大于5且能够在大气层和跨大气层中实现远程飞行的飞行器。这种飞行器在高度和速度上都具有相当大的优势，在军民领域具有巨大的应用潜力。高超声速飞行器是21世纪航空航天技术新的制高点，是航空史上继发明飞机、突破声障飞行之后第三个划时代的里程碑，同时也将开辟人类进入太空的新方式。本文首先阐述了高超声速空天飞行器的概念，强调了其主要的军事用途。其次，分析了空天飞行器的主要气动布局形式和特点。最后，对国外航空航天大国的空天飞行器相关发展情况进行了综述，包括美国、俄罗斯、澳大利亚和法国等国家。 1. 引言 未来的高超声速飞行器能够在2个小时之内到达地球任何地方，能够像普通的飞机一样水平起飞水平降落，并以廉价的成本完成天地往返的运输任务，从而可在空间控制和空间作战中发挥重要的作用，而这些要求的实现从根本上都取决于高超声速飞行器技术的发展。高超声速飞行器所具有的全球实时侦查、快速部署和远程精确打击能力，将改变未来战争的作战样式，对国家安全产生战略性的影响。高超声速飞行器还具有显著的军民两用性，能为民用运输和航天运载等领域提供全新的途径，进而对社会进步及国民经济产生带动作用。 2. 空天飞行器 随着现代科学技术的进步和未来战场的不断拓展，世界各国正在逐步把航空和航天飞行器朝着有机结合成一体的方向推进。空天飞行器是指既能够进入太空飞行，又能较长时间在大气层内飞行的一种飞行器。空天飞机是在航空和航天技术相结合方面的初步尝试，可实现航天运载系统的部分重复使用、提高操作效率和大幅度降低航天运输费用的目的，同时更具有广阔的军事运用前景。虽然目前单级入轨或多级入轨的空天飞机还处于探索研究阶段，但它可望成为世纪最先进、最经济有效的航天运载工具，代表了今后数十年内航天运载技术的发展方向，并且将成为未来控制空间、争夺制天权的关键武器装备之一。 空天飞行器的飞行过程可分成三段：一是发射上升段，二是轨道飞行段，三是再入返回段。对于发射上升段，从目前和未来相当长一段时间的技术水平来看,比较可行的方式还是依靠液体火箭或固体火箭。空天飞行器只是作为火箭的“乘

发动机的外特性和负荷特性

发动机的外特性和负荷特性 发动机的外特性和部分特性统称发动机的速度特性。它是指在正常温度、正常机油压力点火提前角（或喷油提前角）以及燃料供给系的调整均在最佳状态下，使节气门开度（或供油调节杆）保持在一定位置不变，发动机的有效扭矩（Me）、有效功率(Pe)以及油耗率(βe)随发动机转速而变化的规律，速度特性曲线是在节气门开度固定于某一开度下（或在供油调节杆固定于一定位置下），依次改变发动机转速，在每一转速下测算Pe、Me、mT、βe，就可得到节气门在该开度下的特性曲线，如果改变节气门开度，如从小到大，就可得到许多条速度特性曲线，但常采用节气门开度为25%、50%、75%和100%时的曲线作为代表，节气门开度为100%（全开）时的特性称为发动机的外特性，该开度下的特性曲线称为外特性曲线。节气门开度在其他情况下得到的特性称为部分特性，其相应开度下的特性曲线都称之为部分特性曲线，由此可见，一台发动机，部分特性有无数个，而外特性只有一个。因为发动机外特性是在节气门全开或油量调节杆处于最大供油量时测定的，所以外特性曲线上的每一点表示着发动机在不同转速下所能发出的最大功率和最大扭矩，因此，通过发动机的外特性可以得知发动机所能达到的最高性能指标以及对应于Pemax、Memax和βemax时的转速，也可以计算出扭矩适应性系数（或称扭矩储备系数）。一般发动机铭牌上标明的功率、扭矩及相应的转速都是以外特性为依据的。因此，外特性在速度特性中最为重要。发动机诸性能特性中有一个叫做负荷特性，它是指当发动机转速一定时，经济性指标的有效比燃油消耗量随发动机负荷的变化关系。利用这一变化曲线，可最全面地确定发动机在各种负荷和转速时的经济性。 在了解负荷特性前，首先要知道有效比燃油消耗量是什么。 衡量汽车耗油量大小一般用汽车在规定的速度下行驶100公里路程的实际耗油量（升）计算。例如汽车技术参数上常见有“90公里/小时等速”时100公里耗油量的参数，这是衡量汽车经济性指标。衡量发动机经济性指标，工程技术人员用有效比燃油消耗量这一个指标，简称油耗率，用ge表示，它指每小时单位有效功率消耗的燃油量，单位是g/kw.h。当然，衡量发动机经济性还有其它指标，

高超声速飞行器技术研究中心

高超声速飞行器技术研究中心 来源：国防科技大学更新时间：2010-6-28 8:56:26 点击：11502次高超声速飞行器技术研究中心成立于2009年10月，中心下设高超声速飞行器总体技术研究室、高超声速推进技术研究室、燃气引射技术研究室、燃烧流动与传热研究室四个研究室。中心共有研究人员33名，具有高级专业技术职务的教师19名，具有博士学位的教师31名。高超声速推进技术团队2008年成为国家教育部“长江学者和创新团队发展计划”的创新团队。 近年来，依托“航空宇航推进理论与工程”国家重点学科和“飞行器设计”国家重点（培育）学科，结合流体力学、固体力学、材料学等相关学科，在保持火箭发动机研究特色与优势的基础上，在高超声速飞行器总体设计、超燃冲压发动机、地面模拟试验、超声速流动燃烧机理等方面研究取得了重大进展。2009年获得国家技术发明二等奖1项。 在国家、教育部以及军队相关计划的支持下，中心已建成占地120亩、建筑面积11000平方米的高超声速飞行器技术试验基地，拥有系列化的超燃冲压发动机直连式试验台和自由射流试验系统，配备了激光光谱燃烧流动诊断PLIF系统、Malven激光测粒仪、PDA粒子动态分析仪、高速纹影仪、PIV、CVI/CVD等先进观测设备和多机并行计算集群系统，为高超声速飞行器关键技术攻关和基础研究奠定了坚实基础。 中心承担了本科、硕士、博士学员的多门课程教学和基础研究条件建设任务。新建了基础研究试验大楼，建成了多个基础研究实验平台，并配备了先进试验仪器和测量设备。这些基础研究试验平台完全向学员开放，对于学员进行高水平论文研究、实验能力的培养以及综合素质的提高提供了有力的支撑和保障。 中心的主要研究方向有： ●飞行器总体技术 本研究方向重点开展高超声速飞行器总体一体化设计、飞行器布局优化设计及应用等方面的研究。 ●高超声速推进技术 本研究方向主要开展超燃冲压发动机、发动机地面试验与飞行试验技术、高超声速飞行器机体/推进系统一体化设计、超声速燃烧与流动机理等方面的研究。 ●燃气引射技术 本研究方向主要开展航空航天发动机高空模拟试验系统等方面的研究。 ●发动机燃烧、流动与传热机理研究

浅析进气道隐身技术

浅析进气道隐身技术 俄罗斯五代原型机T50的首飞唤起了公众对于其航空工业实力的强烈关注，对T50设计思想分析和性能推测就没有停止过。起初，由于只有T50首飞时的小段视频作为分析资料，对于T50的分析大多局限于整体而没有细节。近日在网络上流传的T50进气道正面清晰照片为偶们分析T50提供了很好的素材，也成就了现在异常流行的“毛五悲剧”。网友们对T50采用弯度很小的S形进气道恶评如潮，纷纷大呼“T50隐身性能悲剧了”，以至于上军网不顺便踩一脚俄罗斯五代机都不好意思出来见人。其主要理由就是现代隐身飞机为了遮挡发动机风扇叶片都采用了S形隐身进气道设计，而T50的发动机叶片竟然非常不和谐地裸露在众人的视野中。其实，进气道乃至飞机隐身技术是隐身与各方面性能指标权衡的艺术，进气道隐身并没有固定模式可以遵循。是否采用S形进气道对发动机叶片进行遮挡，也不是判断一型飞机隐身性能优劣的标准。路人皆知的芙蓉姐姐总喜欢把自己的肉体扭曲成怪异的S形，难道性能尖端的五代作战飞机非要把自己的进气道也弄成神似芙蓉姐姐腰肢的模样就叫隐身了么？ T50照片，图中能清晰的看到发动机叶片 雷达隐身原理 雷达隐身就是控制和降低军用目标的雷达特征，迫使敌方电子探测系统和武器平台降低其战斗效力，从而提高军用目标的突防能力和生存能力。狭义地说，雷达隐身就是反雷达的隐身技术。一般说来，雷达隐身代表了各种相互矛盾的要求之间的一个折衷，其利和弊两方面最后应得以平衡。例如，当修改目标外形设计以获得雷达隐身时，雷达截面在一个观察角范围内的减少通常伴随着在另一些观察角上的增加，并且外形的修改又往往会带来飞行器的气动特性方面的问题。我们己经知道，如果使用雷达吸波材料，则可通过在材料内能量的耗散来实现雷达隐身，而在其他方向上的RCS电平可保持相对不变，但此时也是以增加重量、体积和表面维护问题为代价的，使目标的有效载荷和作用距离受到影响。因此，每一种雷达隐身的方法都包含了它自己的折衷选择方式，而它们又决定于特定目

高超声速飞行器动力技术介绍及部分国家发展现状

一、高超声速飞行器技术发展路径及动力技术介绍 1.1 高超声速飞行器技术发展路径 高超声速飞行器区别与其他飞行器最大的特点是高度一体化，使得飞行器机身与推进系统密不可分，从某种意义上来说是无法划分出一个所谓的“发动机”进行研制的，这样的“发动机”也只有在与机身合二为一才能发挥其真实的性能，也才能真正的运行起来。因此，高超声速飞行器首先是“自顶而下”地分解研究对象和研究阶段，随着技术的发展再逐步地整合各部分的研究，逐级、逐步形成一个完整的飞行器研究对象。从总体方案设计的完整的飞行器作为研究对象可划分为四个层次的研究：气动/推进一体化研究、全流动通道推进系统研究、超然冲压模型发动机研究、超然冲压发动机部件研究，将高超声速飞行器自顶而下分解后就，再从分解出来的底层部件逐步发展“自下而上”到顶层飞行器。同时“自顶而下”的技术分解和“自下而上”的技术集成这两条路线又是有交互的，在试验研究的任何阶段发现问题，都应当反馈到飞行器总体的设计，重新定义部件、子系统的研究对象。 图1.1 1.2 高超声速飞行器动力技术介绍 气动/推进一体化研究 全流动通道推进系统研究 超然冲压模型发动机研究 超然冲压发动机部件研究

高超声速飞行器的核心关键技术包括超燃冲压发动机技术、高超声速飞行器组合推进系统技术、高超声速飞行器机身推进一体化设计技术、高超声速飞行器热防护技术、高超声速飞行器导航制导与控制技术、高超声速飞行器风洞实验技术。下面的篇幅分别对超燃冲压发动机和组合推进系统技术做简要介绍： (1)超然冲压发动机概念介绍 超燃冲压发动机是高超声速飞行器推进技术的核心技术，超然冲压发动机与亚燃冲压发动机同属于吸气式喷气发动机，由进气道、燃烧室和尾喷管构成，没有压气机和涡轮等旋转部件，高速迎面气流经进气道减速增压，直接进入燃烧室和燃料混合燃烧，产生高温燃气经尾喷管加速后排出，从而产生推力。 超燃冲压发动机通常可以分为双模态冲压发动机和双燃烧室冲压发动机。双模态冲压发动机是指发动机根据不同的来流速度，其燃烧室分别工作于亚声速燃烧状态、超声速燃烧状态、超声速燃烧/亚声速燃烧/超声速燃烧状态。双燃烧室冲压发动机是指同一发动机同时具有亚燃冲压和超燃冲压双循环的超燃冲压发动机，采用双循环的主要目的是用亚燃冲压发动机点燃超然冲压发动机来解决煤油燃料的点火和稳定燃烧问题。 (2)超声速燃烧概念 在一定的压缩和膨胀效率的条件下，进入发动机的空气有一最佳压缩量，使得发动机的效率最高。燃料的热值和过程的效率越高，其

高超声速飞行器发展现状

高超声速飞行器 一、国内外高超声速飞行器研制现状 高超声速飞行器技术是21世纪航空航天技术的新制高点，是航空史上继发明飞机、突破声障飞行之后第三个划时代的里程碑，同时也将开辟进入太空的新方式。高超声速飞行器技术的突破，将对国际战略格局、军事力量对比、科学技术和经济社会发展以及综合国力提升等产生重大和深远的影响。因此，世界主要国家一直把高超声速飞行器研制作为科技发展的最前沿阵地，从人力、物力、财力等各方面给予大力支持。自20世纪50年代末开始探索超声速燃烧冲压发动机技术以来，经过几十年的探索，美国、俄罗斯、法国、德国、日本、印度和澳大利亚等国在20世纪90年代初陆续取得了技术上的重大突破，并相继进行了地面试验和飞行试验。这表明高超声速技术从进行概念和原理探索的基础研究阶段，进入了以某种高超声速飞行器为应用背景的先期技术开发阶段。各国技术开发的主要应用目标近期为高超声速巡航导弹，中期为高超声速飞机，远期为吸气式推进的跨大气层飞行器、空天飞机。高超声速飞行器技术是21世纪航空航天技术的制高点，也是重要的军民两用技术。虽然目前仍存在不少技术难题，而且耗费巨大，但从世界各研制国目前的发展势头来看，以超燃冲压发动机为动力的高超声速巡航导弹有可能在2010年前后问世。预计到2025年，以超燃冲压发动机为动力的高超声速飞机和空天飞机也有可能投入使用，并将在军事、政治和经济等领域产生重大影响。 1 美国 1.1 Hyper2X计划 经过较长时间的研究和实践，美国在高超声速飞行器的设计研制方面积累了丰富的经验。作为试验性高超声速飞行研究计划，Hyper2X计划是对以往所做工作的一次检验。Hyper2X计划是美国国家航空航天局(NASA)近年来重点开展的高超声速技术研究计划，主要目的是研究并验证可用于高超声速飞机和可重复使用的天地往返系统的超燃冲压发动机技术，并验证高超声速飞行器的设计方法和试验手段。1997年1月，NASA与兰利研究中心、德莱顿飞行研究中心签订合同，Hyper2X计划正式启动。Hyper2X计划的试验飞行器代号为X243，根据演示验证的任务不同分为X243A、X243B、X243C和X243D，共4个型号。 1.1.1 X243A X243A技术由位于弗吉尼亚州汉普顿的NASA兰利研究中心和位于加利福尼亚州爱德华的NASA德莱顿飞行研究中心负责开发。其中机身和发动机由位于田纳西州塔拉荷马的ATKGASL公司(原微型飞行器公司)制造，位于加利福尼亚州亨亭顿的波音公司鬼怪工厂负责部分系统工程、热防护、操纵、导航和控制设计以及飞行控制软件、内部布局和结构设计。X243A的助推器是经过改装的飞马座运载火箭的第一级，该系统由位于亚利桑那州昌德勒的轨道科学公司提供X243A机身长3.66m，高660mm，翼展1.53m，质量1360kg，由采用液氢燃料的双模态超燃冲压发动机推进。1997年3月，NASA选定ATKGASL公司为飞行研究任务装配X243A无人驾驶研究飞行器。1997年12月，轨道科学公司对飞马座运载火箭成功进行了关键的设计审查。1998年，1台超燃冲压发动机作为第一部硬件交付NASA，随后这台发动机在兰利研究中心的2.44m八支点高温风洞中进行了一系列测试。1999年10月，第一架X243A交付德莱顿飞行研究中心。2000年，X243A在ATKGASL公司的

国外吸气式高超声速飞行器发展现状

情报交流 本文2008 09 29收到,作者分别系中国航天科工集团第三研究院三一〇所工程师、助工、助工 国外吸气式高超声速飞行器发展现状 陈英硕 叶 蕾 苏鑫鑫 摘 要 以美国H yT ech 、H yF ly 、 X 51A 、猎鹰(FALCON )计划为重点,介绍了世界上几个主要的吸气式高超声速技术计划和飞行器研究情况,并对当前国外吸气式高超声速飞行器的发展现状进行了简要分析。 关键词 吸气式 高超声速 H yF ly X 51A FA LCON 引 言 高超声速飞行器是指在大气层内飞行速度达到M a =5以上的飞行器。自20世纪60年代以来,以火箭为动力的高超声速技术已广泛应用于各类导弹和空间飞行器,而目前世界各国正在积极发展另一类以吸气式发动机为动力的高超声速飞行器技术,它的航程更远、结构质量更轻、性能更优越。 实际上,吸气式高超声速技术的发展始于20世纪50年代,通过几十年的发展,美国、俄罗斯、法国、德国、日本、印度、澳大利亚等国自20世纪90年代以来已在高超声速技术方面陆续取得了重大进展,并相继进行了地面试验和飞行试验。高超声速技术实际上已经从概念和原理探索阶段进入了以高超声速巡航导 弹、高超声速飞机和空天飞机等为应用背景的先期技术开发阶段。 1 美国在高超声速技术领域独占鳌头 从1985年至1994年的10年间,美国国家空天飞机计划(NASP)大大推动了高超声速技术的发展。通过试验设备的大规模改造和一系列试验,仅美国NASA 兰利研究中心就进行了包括乘波体和超燃发动机试验在内的近3200次试验。通过这些试验掌握了M a <8的超燃发动机设计技术,并建立了数据库,从而为实际飞行器打下了牢固的技术基础。实际上,30多年来,兰利研究中心一直在进行这方面的研究,曾经在2.44m 高温风洞中研制和试验过22个发动机。在此基础上,美国于1996年开始,针对高超声速导弹、高超声速飞机和空天飞机的研制工作调整高超声速技术的研究目标,在发展和应用高超声速技术方面采取了更为稳妥的循序渐进策略,提出了更为现实的全方位的高超声速武器和先进航天器研制计划。NASA 和美国空军在2000年 12月达成协议,将联合进行高超声速技术的发展和验证。2001年,NASA 和美国国防部联合提出了国家航空航天倡议(NA I),重申了美国高超声速飞行器的发展战略:近期发展高超声速巡航导弹;中期重点发展全球到达的高超声速飞机;远期发展廉价、快速、可重复使用的航天运载器。 2001年6月到2004年11月,NAS A H yper X 计划的X 43A 进行了3次飞行试验,除第一次以失败告终外,第二次飞行试验实现了7倍声速飞行,第三次在大约33.5km 高度飞行时以M a =9.8(11270k m /h)的惊人速度载入世界飞行速度记录。X 43A 的成功飞行试验,验证了高超声速飞行器的设计概念、设计方法和地面试验结果。但2006年年初NASA 表示,将把航空领域的研究重点从之前的飞行演示验证重新转向基础研究和设计工具开发,同时,NASA 对其组织结构进行调整,将高超声速研究纳入基础航空部分。X 43高超声速研究小组的项目重点将进行基础性的技术研究而不是飞行试验。 下面就简要介绍一下美国开 25 飞航导弹 2008年第12期

进气道的分类

超音速进气道的分类与应用 【摘要】超音速飞机要想实现超音速飞行不仅需要强劲的发动机，还需要复杂的超声速进气道设计，随着人们对飞机性能要求的不断苛刻，超声速进气道的复杂程度也越来越高，本文将就不同的分类方法来对其进行分类，并就它的优缺点以及应用做一定的总结。 【关键词】飞机；超声速；进气道；分类；激波 现代的飞机尤其是战斗机大都具有非常高的速度，而且飞行高度也很高，高空的空气稀薄、氧气含量低而且在飞机高速运行时飞机的空气用量大，这就需要进气道来将空气“兜住”，另外，现代高性能发动机的压气机和燃烧室对工作条件的要求相当苛刻，这就需要进气道来实现高速空气的减速增压，将空气压力降至压气机的工作压力，在一定程度上，进气道起到了压气机的一部分作用，还有就是可以将附面层流排出发动机，增加发动机的稳定性。因此，现代超声速飞机的都有着复杂的进气道设计（导弹也不例外）。本文将就超声速进气道的分类、优缺点以及应用做一一概括。 超音速进气道在结构上比较复杂，它是通过一道正激波加多道较弱的斜激波来实现超音速气流的减速。超音速进气道分为外压式、内压式和混合式三种。外压式进气道：在进口前装有中心锥或斜板，以形成斜激波减速，降低进口正激波的强度，从而提高进气减速的效率。外压式进气道的超音速减速全部在进气口外完成，进气口内通道基本上是亚音速扩散段。内压式进气道：为收缩扩散形管道，相当于倒置的拉法尔喷管，超音速气流的减速增压全在进口以内实现。设计状态下，气流在收缩段内不断减速到喉部恰为音速，在扩散段内继续减到低亚音速。内压式进气道效率高、阻力小，但非设计状态性能不好，起动困难，在飞机上未见采用。混合式进气道：是内外压式的折衷。对于超音速飞机而言，本身其飞行马赫数变化范围较宽，对于进气道就要求在较宽的范围内高效的减速增压；而且，由于超音速飞行，进口前气流不能自动地适应发动机所需而引入适当的流量，容易发生溢流。所以随着速度提高，飞机进气道也发生了很大的变化，结构上朝着更加复杂化发展，这也是性能和速度提高后确保发动机工作稳定的先决条件。飞机进气口大小是不变的，而高速和低速飞行时发动机对空气量的需求却不一样，尤其超音速飞行时，进入进气道的空气量超过了发动机的实际需求，如果不将其排除则会导致额外的阻力，所以，超音速进气道都设有旁路系统，空气超过发动机需求时，则开启旁路系统，将多余的空气排放出去。一般的超声速进气道都有中心锥或者压缩斜板以来调节进气量和调节激波的位置。 若按进气道是否可调可分为不可调进气道和可调进气道。一、不可调进气道，也就是进气道形状参数不可调节，只能在设计状态下（如一定的飞行速度等）才可与发动机协调工作，反之则可能出现工作不协调的情况。当发动机需要空气量超过进气道通过能力时，进气道处于超临界状态，反之，进气道将处于亚临界溢流状态。超临界状态降低发动机工作效率，过分的亚临界状态使飞行阻力增加，并引起发动机喘振，工作效能也将降低。二、可调进气道：为了解决上述问题，可调进气道通过运用安装可调压缩斜板或者中心锥的方法，控制进气道的空气通过量以满足发动机的工作要求。另外，在亚音速扩散通道处设有放气门，将多余的空气放掉，防止进气道处于亚临界状态。在起飞时，发动机全加力工作，要保持同样的气流量，发动机捕获空气的面积需要增大，通常发动机都设有低速时能被吸开的辅助进气口。 若按照波系数目多少来划分，可分为正激波式、双波系和多波系进气道。一、正激波式进气道：正激波进气道又叫做皮托式进气道，当超声速气流流过进气道时，在一定的出口反

高超声速空气动力学

高超声速空气动力学 对于高超声速尾迹稳定性的研究非常少，早期的研究主要是以实验为主，1964年，Lyons等[83]对高超声速圆锥和圆球绕流的阻力、稳定性和尾迹特征进行了实验研究，其得出了圆锥尾迹从层流到湍流的转捩雷诺数，利用阴影技术得到层流和湍流情况下的圆锥尾迹。1972年，Finson[84]利用阴影法对高超声速高雷诺数尾迹进行了实验研究，得到了圆锥层流和湍流边界层的尾迹阴影图。2002年，Maslov[85]等利用电子束方法对高超声速钝锥和尖锥绕流的流动稳定性进行了 实验研究，对在自然扰动和人工有限振幅扰动情形下的圆锥稳定性进行了实验研究。2004年，Nishio[86]等利用放电方法对高超声速太空舱的尾迹稳定时间进行了实验研究，得出了其尾迹结构及其稳定时间。2006年，Danehy和Wilkes[87]等在马赫数10风洞中利用平面激光诱发荧光法（PLIF）对X-33机身尾迹流场、开洞平板绕流、70度钝锥带圆柱尾部模型的尾迹、Apollo太空舱尾迹4个模型进行了实验研究，显示了各种模型尾迹结构图像。 步入21世纪后，研究人员开始逐步采用数值计算的方法来研究底部流动及尾迹结构。由于底部流动及尾迹结构十分复杂，国外的研究人员大都采用DNS方法、RANS/LES方法以及DES方法，以此获得底部流动及尾迹的湍流结构，但对其演化机理研究甚少。2005年，Sandberg[88]等利用DNS方法对超声速圆柱底部流动的转捩现象进行了研究，其获得了底部流动演化过程中的多种结构。2006年，Sivasubramanian[89]等利用RANS/LES方法及DES方法对超声速轴对称导弹外形的底部流动进行了研究，获得了底部流场的湍流结构，并采用船形后体实现了底部流动湍流结构的被动控制。2007年，Sinha[90]采用DES方法对高超声速再入式飞行器的底部流场进行了研究，获得了底部流动的非定常现象，分析了底部流动的雷诺数效应。2009年，MacLean[91]等利用实验和DES方法对高超声速球形返回舱的底部流动进行了研究，在有支撑情形下获得了返回舱底部流动的层流及湍流流场。2011年，Brock[92]等利用RANS及RANS/LES方法对高超声速返回舱的底部流动进行了数值模拟，获得了其底部流动的层流到湍流的数值结果并与实验进行了对比。 通过对圆球尾迹、圆柱尾迹、圆锥大攻角背风区尾迹及高超声速范围尾迹稳定性的调研，发现在低速不可压缩领域尾迹的非定常现象及演化研究较广泛，对其非定常现象取得了一定的认识。但是在超声速特别是高超声速领域，有限的研究只是发现了钝体尾迹存在的非定常现象，均未对其非定常形态的发展过程及演化机理进行研究，尚缺乏对具体现象及规律的认识。 一、结构稳定性理论 为了研究尾迹结构的演化形态及机理，人们提出了结构稳定性理论，通过分析流场的拓扑结构，来对流场的稳定性进行分析，期望对尾迹流场的稳定性特征取得认识。 结构稳定性的直观定义： 考虑由微分流型M上的向量场v所给出的微分方程(x),x M =∈我们也说v给出 x v 了一个动力系统（简称系统）。

美国X-43高超声速飞行器调研

美国X-43高超声速飞行器调研 一、高超声速飞行器背景 (1) 1.1美国在高超声速技术领域独占鳌头 (1) 1.2 欧洲国家积极推进高超声速技术开发 (3) 1.3 日本实施高超声速飞行器发展计划 (4) 二、高超声速飞行器特点 (4) 2. 1 推进技术 (4) 2. 2 材料技术 (5) 2. 3 空气动力学技术 (5) 2. 4 飞行控制技术 (6) 2.5 X-43在技术方面有如下特显 (7) 三、气动外形设计方法 (8) 四、高超声速飞行器制导原理 (9) 五、执行机构的选择及配置 (12) 5.1 推进系统 (12) 5.2 控制系统的执行机构 (14) 六、X—43控制原理 (16) 6.1 高超声速控制技术发展 (16) 6.2 高超声速控制分析 (16) 6.3 X-43A控制方法及分析 (17) 6.4 高超声速控制技术新技术 (18) （1）非线性控制方法 (18) （2）鲁棒自适应控制方法 (19) 七、总结 (19)

一、高超声速飞行器背景 高超声速飞行器是指在大气层内飞行速度达到M a = 5以上的飞行器。自20世纪60年代以来, 以火箭为动力的高超声速技术已广泛应用于各类导弹和空间飞行器, 而目前世界各国正在积极发展另一类以吸气式发动机为动力的高超声速飞行器技术, 它的航程更远、结构质量轻、性能更优越。 实际上, 吸气式高超声速技术的发展始于20世纪50 年代,通过几十年的发展, 美国、俄罗斯、法国、德国、日本、印度、澳大利亚等国自20世纪90年代以来已在高超声速技术方面陆续取得了重大进展, 并相继进行了地面试验和飞行试验。高超声速技术实际上已经从概念和原理探索阶段进入了以高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机等为应用背景的先期技术开发阶段。 1.1美国在高超声速技术领域独占鳌头 从1985 年至1994 年的10年间, 美国国家空天飞机计划(NASP)大大推动了高超声速技术的发展。通过试验设备的大规模改造和一系列试验, 仅美国NASA 兰利研究中心就进行了包括乘波体和超燃发动机试验在内的近3 200次试验。通过这些试验掌握了M a < 8的超燃发动机设计技术, 并建立了数据库, 从而为实际飞行器打下了牢固的技术基础。实际上, 30多年来, 兰利研究中心一直在进行这方面的研究, 曾经在2. 44 m高温风洞中研制和试验过22个发动机。在此基础上, 美国于1996 年开始, 针对高超声速导弹、高超声速飞机和空天飞机的研制工作调整高超声速技术的研究目标, 在发展和应用高超声速技术方面采取了更为稳妥的循序渐进策略,提出了更为现实的全方位的高超声速武器和先进航天器研制计划。NASA和美国空军在2000年12月达成协议, 将联合进行高超声速技术的发展和验证。 2001年, NASA和美国国防部联合提出了国家航空航天倡议(NAI) , 重申了美国高超声速飞行器的发展战略:近期发展高超声速巡航导弹;中期重点发展全球到达的高超声速飞机;远期发展廉价、快速、可重复使用的航天运载器。2001 年6 月到2004 年11月, NASA Hyper2X计划的X43A进行了3次飞行试验,除第一次以失败告终外, 第二次飞行试验实现了7倍声速飞行, 第三次在大约33. 5 km 高度飞行时以M a= 9. 8 (11 270 km /h)的惊人速度载入世界飞行速度记录。X43A 的成功飞行试验, 验证了高超声速飞行器的设计概念、设计方法和地面试验结果。但2006年年初NASA表示, 将把航空领域的研究重点从之前的飞行演示验证重新转向基础研究和设计工具开发, 同时, NASA对其组织结构进行调整,将高超声速研究纳入基础航空部分。X43高超声速研究小组的项目重点将进行基础性的技术研究而不是飞行试验。

高超声速的产生和特点

高超声速的产生和特点 高超声速飞行器具有飞行高度高、速度快、侧向机动性好的优点，能在很短的时间内抵达地球上的任何一点，迅速打击数千或上万公里外的各类军事目标。这主要是因为它具有高性能动力推进系统。超燃冲压发动机、脉冲爆震发动机是高超声速飞行器的关键技术。目前，各国发展高超声速技术主要选用燃料可在高超声速内流中稳定燃烧的高超声速燃料(简称超燃)冲压发动机。 超燃冲压发动机的适用范围为马赫数5一l6，飞行时不需要自身携带氧化剂，直接从大气中吸收氧气，作为助燃剂。冲压发动机由进气道、燃烧室、推进喷管三部分组成。所谓冲压，就是迎面吸进的高速气流在进气道内被迅速扩张、减速、增压的过程。当气压和温度升高后，气体进入燃烧室与燃料混合燃烧，经膨胀加速，由喷口高速排出，产生推力。这项技术的结构质量轻、飞行成本低，可控能力强、安全性好，可长时间使用，是实现高超声速飞行的理想动力装置。脉冲爆震发动机适用于所有尺寸和所有速度的推进系统，从发射到高空高超声速飞行甚至轨道机动都能使用，尽管在50 km以上时需要使用氧化剂，但由于应用范围更广泛也更具革命性，因此也是各国发展高超声速飞行器的热点。 高超声速飞行器具有以下优点： (1)飞行速度快，全球到达。未来的战争是高信息化、高智能化的战争，未来的空中打击力量将主要依靠高度和速度取胜。这种高超声速飞行器能在大约两个小时之内攻击全球任何角落的目标。 (2)稍纵即逝，探测难度大。空中目标的运动速度直接决定其通过敌方防御体系作战空域的时间，对突防概率影响极大。高超声速飞行器飞行速度快，回波积累数量少，雷达探测能力明显降低，探测高超声速空中目标难度加大。 (3)突防能力强，拦截困难。高超声速飞行可有效缩短对目标的反应时间，从目前的情况来看，现有的地面防空武器系统的方向转动机构的转动速度慢，不能有效瞄准，因此突防概率高。 (4)射程较远，威力较大。目前国外正在研究的高超声速导弹射程都在几百千米、几千千米，并且高超声速飞行时动能大，若设计与亚声速飞行器相当质量的战斗部，高超声速飞行器战斗部威力更大。