高超声速飞行是人类长期追求的目标。近空间飞行器的发展涉及国家安全与和平利用空间，已成为21世纪国际空天技术竞争的战略制高点。

现在的高超声速飞行器，就是70年前钱学森眼中的空天间飞舟。它交替利用流体力学和航天力学这两个学科的力学规律来予以实现。在大气中运动需借助乘波体构型；在大气层之上的运动需借助火箭构型。20世纪以来，美、俄罗斯、西欧、日本等国家大力发展对近空间飞行器的相关研究，以美国为代表，其发展历史已超过50年。在我国，国家自然科学基金委员会相继启动两个与近空间高超声速飞行器有关的重大研究计划，为引导我国未来空天飞行器的研制奠定技术基础。

图1时代周刊关于高超的报道

冲压喷气式发动机

一种构造非常简单、可以发出很大推力、适用于高空高速飞行的空气喷气发动机（用于超声速飞机、洲际导弹、超声速靶机等）。冲压发动机工作时，高速气流迎面向发动机吹来，在进气道内扩张减速，气压和温度升高后进入燃烧室与燃油混合燃烧，使温度为2000～2200℃ 甚至更高，高温燃气随后经推进喷管膨胀加速，由喷口高速排出而产生推力。其特点是无压气机和燃气涡轮，进入燃烧室的空气利用高速飞行时的冲压作用增压。它构造简单、推力大，特别适用于高速高空飞行。

吸气式冲压发动机

空天飞行器多采用吸气式冲压发动机，它是吸气的、冲压式的，可实现超声速燃烧的发动机。由于没有涡轮和叶片，其进气道到尾喷管的发动机内流与环绕高超声速飞行器的外流相互耦合。

高超声速飞行器可以实现下述应用：①拓展时空运用能力，实现便捷天地往返；②突破导弹防御系统的战略威慑；③实现远程和天对地打击，包括对时间敏感性目标的快速打击；④快速、可靠、廉价进出空间，实现远程快速到达和运送。

图2 吸气式冲压发动机

高超声速实验

在高超声速实验手段研制方面，力学家们也颇有建树。中国科学院力学所俞鸿儒、姜宗林的团队建成了JF12激波风洞，采用了独创的反向爆轰驱动方法，在国际上实现了马赫数5～9的高焓高超声速平稳飞行条件，且JF12的气流持续时间和平稳度都处于国际领先地位。2016年，美国航空航天学会把该学会的地面试验奖颁发给姜宗林团队。

图3?JF12高超声速风洞

高超声速力学

有五个力学问题是把握高超声速飞行的关键。

一是乘波体构型的设计。乘波体构型涉及流体力学的内流、外流一体化的设计：外流掠过高超声速飞行器的外构型，内流是从前进气道到超声速燃烧室的设计。乘波体头部常为尖劈形状，尖劈的几何将外流和内流耦合在一起。我国已经试验成功了乘波体构型，可以实现多种形式的滑翔。

图4?吸气式高超声速飞行器的内流与外流

二是超燃发动机的设计。超声速燃烧的点火和稳燃过程，就像是在十二级台风下点燃一根火柴一样困难，映射着艰深的超燃热力学和超燃动力学。为降低点火阈值，燃料应该先加热到800℃。点火应在气流稳定的凹型点火区进行。在整个燃烧室和尾喷管中，要精心设计以避免引起卸载效应的激波。我国力学工作者提出了先进推进理论和方法，制定了高超声速飞行器流道设计方法，提高了推进与机体一体化设计能力，有力地支撑了我国高超声速飞行试验平台的低成本研发与成功首飞。国防科技大学团队没有走国际上的空天超燃发动机的老路，而有效地采用了对称、光滑构型和火焰稳定坑，通过总体优化设计，大大降低了服役温度。我国试制成功了超燃发动机，先后实现了正推力和对飞行器的正加速。

三是前沿尖劈和燃烧室的结构抗热设计。在这两处的最高温度可能为2000～2800℃，需要采取特殊的结构抗热设计。结构的抗热可部分利用油道冷却来进行，在燃烧室和尾喷管的周缘，可采取毛细状的油道冷却技术。一方面，可将燃油预热到800℃；另一方面，可起到冷却作用。

图5 尖劈构形的高超飞机

四是高超声速飞行的智能自主控制理论和方法。这是动力学与控制的学科前沿。在高超声速情况下，控制的窗口非常小，略有误差便可能无法纠正。高超声速飞行的多次试验的失败往往与之有关。必须发展鲁棒的、可快速响应的控制方案。我国力学工作者发展了高超声速飞行器的精细姿态控制系统，提出了多通道协调控制系统设计新概念和新方法，提出了基于在线辨识自适应结构滤波的主动控制律设计方法，实现了高超声速热气动弹性颤振控制。

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