空气动力学.doc

采用MHD(磁流体动力学)方法实现高超声速流动控制是一种新颖的流动控制概念,与常规空气动力学方法采用的飞行器表面气流接触式干扰不同,MHD方法不改变飞行器外形,而是通过电磁场对电离流场进行有距离影响,这是MHD流动控制方法具有的最大优点。此类方法具有较大地改善高超声速飞行器性能的潜力,包括防热控制,增加进气道流量捕获、增强燃烧室燃烧效率等。 本文针对高超声速MHD流动控制概念,基于磁流体动力学数值模拟方法研究,结合理论分析进行了数值模拟与控制机理分析。工作包括高超声速MHD数值方法研究和高超声速MHD流动控制模拟与机理研究两大部分。 第一部分为MHD数值模拟方法研究。MHD流动依据特征磁雷诺数分为高磁雷诺数和低磁雷诺数两大类,分别对应于全MHD方程组形式和低磁雷诺数近似方程组形式。本文分别针对这两种形式发展了相应的数值模拟方法。 全MHD方程组形式对应于磁雷诺数较高情况,针对当前研究中存在的伪磁场散度问题、方程组奇性和修正形式的守恒性问题,本文提出了八波形式方程附加源项的模拟形式,该方法同时具备八波形式和原七波MHD方程组的优点,既可以采用八波形式特征向量,同时又保证方程组整体守恒。在数值方法上,将CFD模拟中采用的有限体积方法、Roe的近似Riemann求解器、OC-TVD限制器以及时间格式推广到MHD模拟中。此外,作为全MHD模拟的辅助步骤,本文建立了三维投影方法,能够有效清除磁场的伪散度。 低磁雷诺数MHD方程组的求解形式较全MHD方程组形式简单,为了使之能够更好地实现高超声速复杂流场结构变化的精细捕捉,提高计算效率,本文发展了一套完整的三维自适应各向异性叉树网格方法应用于低磁雷诺数MHD流动模拟。该网格方法的工作主要包括:建立了三维叉树形网格的数据结构,以及在此基础上完善了包括自适应判别、合并/分裂、网格级别审查等步骤,并提出了对流场结构进行“保护”性加密等网格优化方式,实现了对激波等流场结构的细致捕捉。 针对上述发展的数值模拟方法,本文编制了三维结构网格全MHD流动模拟程序FMHD,三维结构网格低磁雷诺数MHD流动模拟程序LSMHD,以及三维各向异性叉树网格低磁雷诺数MHD流动程序LTMHD。这些程序经过了多个经典算例的计算,验证了其有效性和准确性,能够应用于针对高超声速飞行器MHD流动控制的模拟中。 第二部分为高超声速MHD流动控制机理研究。本文主要结合理论分析,开展了钝体MHD防热控制和斜激波MHD控制的模拟研究,并对控制机理进行了分析。 对于马赫5来流,考虑理想气体,且假设激波层内电导率均布的高超声速钝头绕流,气动热MHD控制的数值模拟结果显示,随着控制磁场的加强,弓形激波脱体距离增大,壁面压强变化很小,而热流降低比较明显,在驻点互涉参数Q=6时热流下降了26%。 基于高温空气电导率模型和化学平衡热力学关系,成功进行了40km高空马赫15钝头MHD绕流数值模拟。结果显示考虑空气化学平衡效应的驻点热流小于理想气体。随着互涉参数Q的增大,弓形激波脱体距离增大,但很小,而热流降低比较明显,在驻点互涉参数Q=6时热流下降了24%。模拟结果说明了MHD钝体热流控制在很高马赫数下的可行性。 数值研究了高磁雷诺数的理想无粘斜激波MHD流动控制规律。模拟清晰地捕捉到激波结构。磁场大小和方向对流场和激波影响较大。在多数磁场较大情况下得到了MHD流动特有的快慢激波结构;而磁场垂直于来流方向时,始终未有慢激波产生。这些现象都通过群速度图方法进行了理论上的解释。 数值研究了低磁雷诺数无粘MHD斜激波流动控制规律,自由来流马赫数6,考虑电子束激发使局部区域产生电导率,采用自适应各向异性叉树网格。结果显示,MHD作用能够使斜激波向远离壁面的方向偏离,激波控制效应明显。磁场和电导率的大小是MHD作用的决定性因素,且磁场垂直与来流时,MHD作用更明显。 高超声速进气道前体MHD激波控制是一项重要的MHD应用,本文将MHD斜激波控制方法应用于二级马赫6进气道前体激波控制,结果显示,在飞行器飞行马赫数大于设计马赫数时,MHD激波控制可使激波偏折,两级激波重新交汇到进气道唇缘上,使流动状态更佳。来流马赫数增大时,增大控制磁场仍可很好达到这一效果。该结果对进气道的优化设计具有参考价值。宇宙飞船从天而降 2010-06-14 11:16:29 来源: 作者:江燕 【大 中 小】 浏览:25次 评论:0条 宇宙飞船能够安全返回地面，这是星际航行技术的最重要的成就之一。只有取得了这个成就以后，人类才敢于驾驶飞船穿出大气层，遨游太空，探索宇宙的奥秘。近年来，载人卫星式飞船的接连上天，说明飞船安全返回地面的问题也已经获得了解决。本文就来谈谈这个问题。卫星式飞船返回地面，从原理上来说，是十分简单的，这是一个使飞船从高速到低速，从运动到静止的减速过程。我们知道，卫星式飞船以将近每秒八公里的速度(第一宇宙速度)绕地球运行。如果要使飞船离开运行轨道返回地面就必须把飞船的速度减低到第一宇宙速度以下，否则飞船将永远绕地球运行。飞船降落的过程，从速度变化来看，正好是发射加速过程的逆过程(图一)。这就很自然地会使人们想到利用反推火箭，产生反向推力，使飞船减速，并使飞船沿着与发射轨道相反的方向降落到地面。如果飞船是在完全没有大气包围或者大气非常稀薄的星球上降落，这的确是唯一可行的方法。未来的月球飞船就打算采用这种办法在月面上着陆，但是在有大气层的地球上降落，这种办法是很不合算的。因为把一艘五吨重的飞船从每秒近八公里的速度减小到每秒只有几米的速度，即使利用目前最先进的火箭技术，也需要消耗二百多吨推进剂，也就是说要用一支三百吨的火箭来帮它减速。本来把五吨重的飞船送入近地卫星轨道，就需要一支起飞重约三百吨的多级火箭。现在，为了使飞船能以喷气制动方式返回地面，就需要把一支三百吨重的火箭随同飞船一道送入轨道。这样，起飞重量就要增加六十倍，达到一万八千吨。这样庞大的火箭在目前是不可想象的，即使能实现，也是不经济的。因此，人们另外寻找了一条新的途径。图一左：起飞过程；右：降落过程这一途径就是利用地球周围现成的大气层来减速。这是到目前为止，所有载人飞船所采取的降落方法再入大气层式降落方法。这种方法只在开始降落很短的一段时间内利用火箭使飞船减速。飞船一穿进大气层就不需再用制动火箭了，因为空气阻力将使飞船继续减速。采用这种降落方法所需要的推进剂，比喷气制动的方法少得多，在技术上也能实现。离开运行轨道再入降落的整个过程可分为三个阶段：第一阶段是离开运行轨道阶段。在再入降落开始时，飞船的制动火箭点火，产生推力，使飞船速度稍为减小一点。这样，飞船便能离开原来的运行轨道而进入大气层。这一阶段的特点是：耍求飞船保持规定的姿态，并且精确地控制制动火箭的点火时间。制动火箭点火时，保持飞船的正确姿态是很重要的。再入时要求再入角(飞行轨道与再入水平方向的夹角)是一个很小的负角。如果控制不当，再入角很容易变成正角，则开动制动火箭后反而会把飞船送到更高的轨道上去，使宇宙航行员无法返回地面。要求再入角很小，是为了避免再入大气层时飞船的减速度过大和受热过高。飞船在再入降落时，除了在开始的很短一段时间有推力外，极大部份时间都处于无制导、无动力的自由下落的状态；它的下降轨道和着陆地点完全由降落开始时的地点、高度、速度等参数所决定，中途无法修正，因此精确地控制下降起始点的地点、高度、速度大小和方向，是十分重要的。如果高度相差一公里，或者速度相差每秒一米，或者速度方向角相差一分，最后着陆地点就要差五十公里，而这些参数的准确与否，取决于制动火箭的点火时间。点火时间相差一秒，点火地点就相差七点七公里，速度方向角就相差四分，所以，要保证着陆的准确度，就要精确地控制制动火箭的点火时间。点火时间是在发射之前计算好的，由飞船上的定时机构控制，但因飞船的实际轨道与预定轨道有差距，故必须根据地面无线电或光学跟踪站观测的数据，由地面指挥站命令修正点火时间。点火时间通常由地面站来控制，同时飞船上的定时机构也能自动发出信号，点燃制动火箭。在必要时，宇宙航行员也能自己开动制动火箭，不致错过点火的时机。第二阶段是再入大气层阶段。飞船穿进大气层后，就不再用制动火箭了，而由空气阻力继续减速。飞船在一百公里左右高的位置再入大气层，这时速度高达二十几倍声速。随着高度降低，空气密度愈来愈大，对飞船的阻力也愈来愈大，使飞船速度很快地减小下来。飞船因阻力而损失的这部份能量，通过与空气的摩擦作用变成热能，被飞船和它周围的气流所吸收。大气层对飞船的阻力是先增加后减小，中间达到最大值。阻力大小是和空气密度与速度平方的乘积成正比。起先由于空气密度的增加起主要作用，阻力增大，以后由于速度迅速地减小，速度的减小就起主要作用，阻力也就变小了。最大阻力大约出现在速度下降为第一宇宙速度的百分之四十时，也就是当速度约等于每秒三公里的时候。最大阻力出现的高度约在四十到八十公里之间(图二)。这个高度是同飞船头部的形状有关，头部愈钝，最大阻力出现得愈早，值得注意的是，最大阻力的大小只同飞船再入角有关，而与形状无关。这一阶段的特点是出现最大的减速度和严重的气动力加热，飞船和宇宙航行员受到严重的超重和高温的威胁。图二再入时飞船减速度变化图着陆降落的最后阶段也就是着陆阶段。当飞船下降到十几公里时，速度已减小到每秒几百米，同时，空气的密度已经很大，可以用降落伞来进一步减速，准备着陆(图三)。开始先打开一顶较小的减速伞。其作用有二：一是使飞船保持稳定的姿态，以便打开主降落伞；一是达到初步减速，以防止在每秒几百米的速度下，一下子打开较大的主降落伞会引起飞船过大的突然减速，产生飞船和宇宙航行员难以承受的过载。然后，当飞船下降到三公里左右时，高度表发出信号，通过保险装置自动打开主降落伞，使飞船速度降低到每秒七至十米的着陆速度。最后，在飞船快接近地面时，释放着陆缓冲器避免飞船与地面发生冲击，使飞船安全着陆。图三飞船在再入降落时，先使制动火箭点火，产生反推力，以便降低速度，脱离运行轨道。然后，飞船以钝头向前再入大气层，靠空气阻力继续减速。这时，在头部前面产生脱体激波，可以使飞船所受的热能大大地减少。最后打开减速伞和主降落伞徐徐降落。宇宙航行员着陆的方法有两种，一种是随着飞船一起着陆；另一种是离开飞船跳伞着陆：当飞船下降到六点五公里的高度时，宇宙航行员坐在弹射椅上从座舱中弹射出来，然后如同跳伞运动员那样打开降落伞降落到地面，空的飞船则利用自动系统着陆(图四)。图四宇宙航行员与座椅一起从飞船座舱中弹射出来，然后张开降落伞下降。攻克超重关前面介绍了在再入降落时宇宙飞船会遇到严重的超重和气动力加热的威胁。现在让我们看一看人们是怎样克服超重和高温的障碍，从而使飞船顺利地穿过大气层返回地面的。减速度和加速度对人的作用本质上是一回事，都使人感到身体变得重起来，这种现象叫做超重，或称过载；所不同的是减速度和加速度使人感到的超重方向是相反的。例如人脸朝着飞行前方，加速时，人感到身体紧压着座椅的靠背，想使身体前倾很费劲，好象被绳子捆住一样，这种超重的方向是由前往后；减速时，向后仰很吃力，这时超重方向是从背到胸的。超重的大小用身体所受到的加速度来表示，习惯上用几倍的重力加速度g(g=9.8米/秒2)来表示。在正常情况下，人在地面受到地球引力的作用，可以使人产生1g的加速度。在星际航行中，如果飞船有1g的加速度，则人所感到的重量与地面上相同。当加速度或减速度达到8g时人的体重好象比在地面上时增加七倍，经过训练的宇宙航行员所能承受的从胸到背或从背到胸的超重不大于8g，在8g作用下时间不得超过两分钟。我们观测流星，发现它再入大气层时的减速度常常达到几十g以至几百g。因此飞船再入的轨道如果选择得不恰当，超重就会很大，足以使宇宙航行员神态昏迷甚至丧失生命。为了减小超重，就必须选择很小的再入角，使飞船的轨道对地平线的俯角很小，让飞船很平地进入大气层(即对地平线的俯角很小)。这样，飞船的高度下降可以慢些，空气阻力也就增加得慢些，速度变化和缓些，减速度不致太大。这样做，就要求飞船有精密的姿态控制系统，保证飞船的再入角不超过一到二度。冲破热障夏夜我们经常看到天空中有流星划过，但却很少在地面发现它们的残骸陨石。这是由于流星高速再入大气层与空气剧烈摩擦产生高热，把它们烧成了灰烬。我们可以想象载人飞船再入时也会产生与流星相同的情况，为了避免飞船被烧毁，就必须采取有效的防热和隔热措施。目前防热问题是从两个方面着手来解决的。一、设计钝头飞船，减少分配给飞船的热量。在再入阶段时飞船受到空气阻力的作用速度减小了，也就是动能减小了。根据能量守恒定律，少掉的这部份动能就全部转换成热能，加热飞船及其周围的空气。要使产生的总热量减小，我们是无能为力的。但是我们可以设法让尽可能多的热能被飞船周围的空气带走，减轻飞船的热负担。空气动力学的研究告诉我们，在飞船速度达到声速的十几倍以上时，把飞船头部做成钝头可以达到上述目的。钝头飞船以高超声速再入大气层时，头部前面产生脱体激波，在激波与头部之间形成一层空气分子密集的区域，迎面以高超声速撞过来的空气分子被这一层空气所阻挡，不让它们与飞船头部接触，空气分子就把它们携带的能量释放给激波与头部之间的空气流里，而不直接传给飞船，因而使飞船接受的热能大大减少，只占总热量的百分之十左右。同时，从前面讨论中知道钝头飞船在较高的地方就达到了最大减速度，等飞船下降到空气密度较大的地方时，速度已经变得较小了，这时与空气摩擦所产生的热量也减小了。再入时，飞船的姿态控制系统保持底部向前，迎着气流产生激波(参见图三)。二、使用特殊的防热材料做飞船外壳，将热量消灭在座舱之外。防热的第二个方面是使飞船分配到的那部份热量在飞船的外表面就被吸收掉，而不让它传入内部，以免飞船座舱内温度升高，影响宇宙航行员。一艘五吨重的飞船再入时，如果它的动能所变成的热能，即使只有十分之一的热能傅给飞船，也足以把五十吨水烧开，何况这部份热能主要是集中在飞船底部的表面上，那里的局部温度可能上升到摄氏八千度。目前还没有任何材料能经受住这样高的温度而不熔化。为了解决这个问题，人们想出一种“牺牲局部，保全整体”的办法，在飞船的最外面加上一层覆盖层，有意识地任它烧掉，把热量吸走，而保住飞船本身不受损害。早期在飞船外表面用金属铜等做覆盖层，因为铜的熔解热比较大，熔化时能吸走较多热量，但铜太重，而且熔化后被气流冲走，消耗很大，不经济。后来制成一种专门用来被烧掉的烧蚀材料。这种材料不是普通的金属或非金属，而是一种含高分子物质的材料，在受热时吸收很多的热，分解成气体，附着在飞船的外表面形成一层气体保护层，把飞船和外面烧热的空气隔开。这种方法叫做烧蚀式防热法，比用铜熔解吸热的方法效果好。飞船上常用的烧蚀材料有泰氟隆，定向石墨以及玻璃纤维和泡沫石英的加强塑料等。此外，宇宙航行员座舱的外壁是抗热的镍基合金蒙皮，内壁是耐压的双层钛合金板，中间还夹一层很厚的陶瓷纤维板，以防止外壁的热传入内壁。飞船采取了这些防热和隔热措施以后，就不仅能冲破热障，不被烧毁，而且能防止热量传到座舱里去，使宇宙航行员安然无恙地返回地面。高超声速的关键技术 2010-06-14 18:27:32 来源: 作者:文/傅前哨 【大 中 小】 浏览:20次 评论:0条 高超声速飞行器的设计和制造是相当复杂的系统工程，需要解决许多技术上的问题，工程投资也是相当高的。只有那些既拥有先进的航空技术，又掌握了尖端的航天技术的工业大国，才有可能发展这类飞行器。但即使是资金雄厚、科技发达的国家，在研制高超声速飞机时，也面临着巨大的挑战。不言而喻，只有新技术的支撑，才有可能突破研制中的各种“瓶颈”，使高超声速成为现实。关键技术之一高低速兼顾的气动外形为了实现大M数飞行，必须为高超声速飞机选择一种飞行阻力较低、强度较高、抗高温特性较好的气动布局。轴对称的弹头体的激波阻力相当小，导弹、炮弹、炸弹大都采用这种理想的外形。但用在高超声速飞行机上则不行，因为它以一定迎角飞行时的升力太小，低速特性太差，无法满足水平起降的要求。对于空天飞机之类的高超声速飞行器来说，不论你飞得多高、多快，总要返回地面。如果在起飞或着陆时升力不足，滑跑速度将会很大，滑跑距离势必会拉得很长，飞机就难以控制。因此，在研制高超声速飞机时，不能只考虑高速，还应该兼顾低速。如何才能缓解高低速之间的矛盾，设计出既有利于大M数飞行，也有助于以较低速度起降的外形呢？经过大量的实验研究，目前多数方案都采用机翼为小展弦比、大后掠角的三角翼、双三角翼或边条翼的无尾式气动布局，如美国与苏联的航天飞机，美国的X-30、X-33、X-34高超声速研究机方案等。有些方案则选择了升力体方案，如美国的X-20、X-23、X-24A、X-24B、X-35系列研究机方案等。通过研究试验证明：升力体在再入大气层时，能够进行机动飞行；载人升力体在低速飞行时能被有效控制；而全尺寸高超声速升力体能在跑道上着陆。这两类布局方案各有优缺点，相对而言，三角翼和边条翼能更好地满足飞机对起降和机动飞行的要求，但它们的机翼比较薄，在高超声速和1000多摄氏度的环境条件下，要承受很大的动压和极高的温度，其结构强度问题、散热降温问题不好解决。而升力体的形状短粗，气动外形介于弹头体和带翼飞行器之间，从结构的角度讲，它对付高温、高压、高过载比较容易。还有一些高超声速空天飞机方案，采用了大后掠角三角翼与升力体方案相结合的布局，以便吸收两者的优点，使飞机的高低速飞行特性和抗高温性能得以兼顾。关键技术之二优异的防热材料空天飞机等高超声速飞行器要面对的另一难关是，由气动加热而引起的高温问题。理论计算表明，如果飞机在同温层飞行(该高度层的大气温度约为零下56摄氏度)，飞机的速度达到M数6的高超声速时，机头温度将升至1360摄氏度；而弹道导弹或宇宙飞船以M数10以上的速度再入大气层时，它们头部的表面温度高达20003000摄氏度。高温给飞行器的结构设计和人员的防护等带来了一系列必须解决的问题。人所能忍受的最大环境温度也就是四五十摄氏度；机载电子设备、塑料、橡胶、有机玻璃等所能承受的“高温”不过100摄氏度左右；用于制造机体主要结构的铝合金的极限温度大约为250摄氏度；当温度超过450摄氏度时，钢材的强度就会大大减弱；钛合金的极限温度较高，但也不超过650摄氏度左右。显然，在高超声速飞机上采用常规的结构和常规的设计方法是行不通的，必须采取特殊的措施。例如，为了保护飞行员及机内设备，要在机体表面与机舱之间，加装隔热层；为了保护座舱玻璃，在作大M数飞行时，驾驶舱须缩入机体内，或在座舱玻璃的外面加盖上一层防护板。在高超声速状态下，飞行器的各部位的表面温度是不一样的：尖端处的气动加热最严重，如机头、机翼、尾翼的前缘等，温度可高达1000多摄氏度，必须选用特殊的材料(如碳化矽纤维复合材料等)，并采取必要的降温措施；而机身中部、部尾，机翼前缘之后的上、下表面，温度则相对较低，可采用不锈钢、钛合金、高速固化钛硼合金等耐高温特性好的材料制造。X-34高超声速研究机示意图X-24A证明了载人升力体在低速飞行时能被有效控制目前，抗高温性能最好的材料当属陶瓷。美国的航天飞机和部分水平起降的空天飞机方案，都在机体表面敷上了一层二氧化矽隔热陶瓷瓦。但陶瓷的强度和韧性较差，重量偏高，加工性也不好，解决的办法是发展陶瓷基复合材料。国外研制出的一种纤维增强陶瓷基复合材料，不但在高温条件下具有良好的强度和刚度，其韧性也与金属相当，可加工成适用于机体和发动机的耐高温部件。类似的非金属材料，如新型的反应烧结氮化硅材料的耐高温性能也很突出，可用于生产空天飞机的机翼前缘。金属基复合材料亦有相当好的应用前景，像钛基复合材料已可承受700摄氏度以上的高温，是设计制造高超声速飞行器的蒙皮、翼肋、框架和发动机部件的理想材料。可以预言，未来的高超声速飞行器，将会广泛采用各种不同用途的复合材料和新型的超耐热合金。对付气动加热问题的另一种途径是采取降温措施，使机内及体表温度不会达到或超过临界值。一般可用水或专用冷却液来冷却飞行器的机头、机翼前缘内表面，也可用煤油、液氢、甲烷等燃料或助燃剂给机体结构降温。后者可谓一举两得，既达到了防热的目的，又给将要喷入发动机的燃料进行了预热，使之雾化得更好，导致发动机的工作效率更高。而采用冷却降温的办法虽可获得良好的效果，但夹层式或管道式的系统过于复杂、结构重量较大，而且会带来可靠性和安全性方面的问题。如果飞行器作高超声速飞行的时间不长(如再入大气层的返回式卫星、宇宙飞船等)，则可采取比较简单的消熔吸热的方法，即用石墨、某些特殊的塑料等容易吸热的材料制作飞行器的保护层。在高温情况下，依靠燃烧、熔化、蒸发这些表面材料来吸收热量，达到防热降温的目的。其原理与人和某些高等动物靠体表出汗来散热是类似的。消熔吸热法的优点是结构比较简单，但缺点是使用时间短，不适合长时间作高超声速飞行，而且每次飞行后都要更换机头罩和机翼前缘。关键技术之三乘波飞行如同鱼儿离不开水一样，飞机的飞行也离不开空气。部分高超声速飞机虽然可以飞抵近地轨道，但它们在天地之间往返时，大部分时间仍要与大气层打交道：依靠机体与空气间产生的升力托举飞行器保持平飞或升降；从大气中吸入航空发动机燃烧工作时所必需的氧气；克服气动阻力和气动加热带来的问题等等。一般来说，超声速飞行器在大气层中的运动速度越大，单位时间内消耗的燃料就越多，经济性就越差。在超声速状态下，对飞机性能影响最大的是激波及激波阻力。我们知道，空气具有可以压缩的物理特性，当飞行器以跨声速或超声速飞行时，空气就会因突然被压缩而形成激波。其形状与快艇在水面上航行时，船头犁开的两条波浪一样，只不过激波用肉眼是难以看到的。激波的产生，给飞行器设计带来了许多问题。因此，工程技术人员一直都在想办法尽量延迟激波的出现，或采取措施减轻激波对飞机的干扰。后掠翼、三角翼、变后掠翼、超临界翼型、面积律设计、二元和三元可调式进气道等技术都是针对这一问题而发明的。然而，激波真的是有百害而无一利吗？实践证明并非如此。(1)神奇的腹部楔形进气道上个世纪50年代末，美国洛克韦尔公司在为美国空军研制B-70超声速战略轰炸机时，发现了一个有趣的现象：某些构形的飞行器，能利用激波得到附加的升力，从而使飞行器的超声速巡航升阻比大幅度提高。该公司的设计师们将发动机舱和一个巨大的楔形进气道置于B-70的机腹，当飞机以M数3的速度巡航时，由楔形进气道顶端发出的激波，集中作用于机翼的下表面。由于气流经过激波受到压缩，其压强、密度等突跃地升高，使机翼下表面的压力骤然增大。而它的上表面却没有相应的压力与之平衡，于是就产生了额外的升力。这一新增加的升力被称为“压缩升力”或“激波升力”，其值约为总升力的30%左右。激波升力形成时，并不伴随着相应的附加阻力，所以，在一定的M数范围内，飞机的升阻特性可有明显改善，使超声速巡航时的经济性得以擢升。从另一个角度讲，如果采用该项新技术，高超声速飞机可造得更轻、更小。目前，有不少的空天飞机方案，就选择了将楔形进气道与升力体组合在一起的布局，以构成升阻比大、强度特性好、抗高温能力强的外形。为了扩大激波的有利干扰区域，使飞行器的超声速巡航升阻比进一步提高，近年来，国外的研究人员又探索了一些新的途径，伞形翼理论就是其中之一。(2)伞形翼飞机20世纪80年代初，美国洛克希德公司提出了一种超声速巡航战斗机方案。该机采用无尾式气动布局，其前机身细尖，后机身偏平，并装有二元喷口。与常规飞机不同的是，它的机翼没有安装在机身上，而是高于机身，两者之间用一块垂直的撑板连接，一眼望去，尤如在机身上方张着把大伞。因而，人们将其称之为伞形翼。从上往下看，该机的机翼平面形状就像半个圆盘。它分为三个翼段，内翼段是平直的，翼面的前缘呈圆弧状；中翼段带下反角，其前缘也是圆弧形的；外翼段则为平直三角形。这样的设计，可兼顾飞机的高、低速飞行特性。在特定的M数情况下(马赫数45时)，从机头发出的圆锥激波将到达机翼的前缘下方。与其他外形的机翼相比，这种伞形翼与圆锥激波之间有更大的接触面积，从而扩展了机翼的受益范围。美国波音公司设计的高超声速伞形翼战斗机方案亦颇具特色：其机翼前缘后掠角是连续变化的，好像一把弯刀，至翼尖处，后掠角逐渐减小，而且翼面略向下垂。这种外形是经过精心选择的，可获得良好的气动效果。该机的巡航M数大约为5左右。当它以这一速度飞行时，从机头发出的激波刚好打在机翼前缘下表面，形成有利的气动干扰，使全机的超声速升阻比得到提高，作战机动性明显改善。此时，飞机就如同是在乘着激波飞行一样。有人形象地把这类利用激波的能量提高升力的飞机，称为“乘波飞机”。(3)弓形翼飞机伞形翼飞机在利用激波增升方面，无疑比腹部楔形进气道布局前进了一大步。不过，由于此种飞行器的机头离机翼前缘较远，它们只有在特定的M数条件下，才能获得最佳的收益。另外，伞形翼是靠垂直支撑板与机身相连的，在结构强度上很难保证。为克服上述缺点，科学家们又推出了一个更为奇特的布局方案，这就是弓形翼飞机。这种飞机的后掠翼像飞鸟的翅膀一样呈弓形向上拱起，两台喷气发动机吊在翼下。发动机进气口的中心有一个非常尖锐的激波调节锥。1973年8月首飞的X-24B，则证明了全尺寸高超声速升力体能在跑道上着陆。X-33单级入轨高超声速研究机设想图X-43A高超声速飞行器楔形进气口示意图(见箭头处)可调式进气道激波锥的作用有两个：一是自动调节发动机的进气，以保证动力装置在各种M数情况下都能正常工作；二是在一定的M数范围内，将调节锥发出的激波引导到机翼前缘下方。弓形翼是按照扩大机翼与圆锥激波的接触面的原则设计的，发动机进气道唇口与机翼前缘之间的位置也是经过精心选择的。因此，在较宽的M数范围内，它所获得的激波升力增量要比伞形翼还大。当然，弓形翼也有缺点，例如，其构型设计和生产工艺都比较复杂，襟翼、副翼及操纵系统的安装也不像普通机翼那样方便等。从国外公布的各种方案看，目前研制中的高超声速飞行器，大部分都应用了激波升力原理。最大巡航速度只达到高超声速下限(M数5)的一些飞机方案，多采用激波升力大、效率高的伞形翼或弓形翼；而最大飞行M数超过10的航空航天飞行器，则往往采用与B-70轰炸机相类似的腹部进气方案，其机翼多为大后掠角三角翼。某些空天飞机甚至选择无机翼的升力体。后者的波阻较低，而且抗高温特性较好，但自身能提供的升力很小，因此，在作高超声速飞行时，激波升力所占比例就相对较大。对乘波飞机的研究，目前还处于起步阶段，许多技术难点也有待于解决，但其令人振奋的实验结果，已为我们展示了一个迷人的前景。估计经过设计师们的努力，到21世纪中叶，采用伞形翼或弓形翼的高超声速乘波飞行器将会飞上蓝天。关键技术之四利用“黑障”隐身人类在发展航空与航天事业的过程中，曾经遇到过许多难题和技术障碍，其中最著名的就要算“音障”、“热障”与“黑障”三大问题了。这三者之间是有一定关联的，但解决起来一个比一个难。它们的共同特点是：与飞行器在大气层中的速度、高度等因素有关。航天部门研究“黑障”问题更多一些，因为这是航天器再入大气层时必然会发生的现象。当飞行器在大气层中以十几至几十个马赫数飞行时，其头部、弹翼等处会形成很强的激波。由于激波的压缩和气体的粘性作用，使得高超声速飞行器的动能转换为热能。当机体周围的温度达到一定程度后，会出现空气分解现象。这时，空气分子在高温下，部分分解成原子状态的氧和氮，两者化合为一氧化氮，从而导致空气化学成份的改变。若再继续增大飞行速度，温度将进一步提高，气体原子和飞行器表面被烧蚀的材料将呈现出电离现象(空气原子等彼此碰撞，失去电子，而变成带电的离子)。于是，在飞行器外面便会形成一层高温电离质。如果把再入大气层的弹道导弹弹头等锥形体飞行器看作是“宝剑”的话，那么，在它们四周的高温电离质就像是“宝剑”的剑鞘。于是，人们形象地将其称之为等离子体鞘。三尺青锋入剑匣，就看不见利刃了。飞行器也是一样，只要在其表面形成了一层等离子体鞘，它