美国sed-wr飞行器飞行验证计划

美国sed-wr飞行器飞行验证计划

0u3000darpa为超燃冲头发动机发展提供经费支持20世纪90年代中期结束后，国家航天飞机计划（nasp）结束。高速技术（hy技术）由空军继续投资，但技术参考降低。HyTech计划框架内的可贮存燃料超燃冲压发动机流道概念(SFSFC)计划始于1995年,于1999年又更名为碳氢燃料超燃冲压发动机技术(HySET)计划。国防部预研局(DARPA)看到国家对未来高速武器的需求,于1997年开始介入高超声速技术领域。2002年,DARPA和海军在高超声速飞行验证计划(HyFly)中投资该项目。空军竭力推进HyTech项目的开发,并与美国国家航空航天局(NASA)达成协议,利用在Hyper-X飞行器中的X-43C飞行器对HyTech发动机进行飞行试验,但在2003年,NASA取消了X-43C计划。空军则用自己的经费继续进行此项研究,并启动了单一发动机演示器计划,对HyTech超燃冲压发动机进行飞行实验,恢复ARRMD中的乘波体方案。2005年,DARPA与空军共同资助该项目,称为超燃冲压发动机演示器(SED)。2005年7月,空军将该计划列入X-Plane系列中,命名为X-51ASED飞行器。X-51A中的字母“A”表示是X-51飞行器系列中的第1个飞行器的设计方案。X-51A计划由多家政府机构和商业公司共同参与(见图1)。DARPA的战术技术办公室(TTO)提供辅助的管理和技术支持,并为项目提供部分资助。DARPA和空军为项目提供2.46亿美元的资金,在2003~2010年分配使用。1材料和热性能要求X-51ASED飞行器由巡航体、级间段、助推器组成(见图2)。HyTech发动机试验所用的飞行器是ARRMD计划研制的短的乘波体机身发展而来,发动机流道包括一个自启动进气道(马赫数为7的激波贴口)和与飞行器一体化的二维喷管。机身由波音公司Phantom工厂制造,PWR制造的发动机安装于机身上。助推器是经洛克希德·马丁公司(LockheedMartin)改造的陆军战术导弹(ATACMS),用它将飞行实验组件加速到超燃冲压发动机启动速度,然后分离。级间段是几个气流可通过的管道,它使超燃冲压发动机的进气道在助推过程中处于启动状态,并通过气动加热的方式在发动机点火之前对燃料进行预加热。在助推器分离之后,AVD飞行器的巡航体和级间段分离,之后,巡航体由超燃冲压发动机推动进行自主飞行。飞行器基体结构采用传统金属材料,覆盖在基体表面的是轻质热防护泡沫材料和陶瓷瓦(见图3)。机身框架和隔板由铝合金制造,涂有着二氧化硅防热涂层的钨头部(鼻帽)可承受鼻锥的高热载。巡航体和级间段的蒙皮都采用铝合金制造,助推器上4个可拆卸的可动舵也是采用铝合金制造。另外,助推器上安装的2个铝合金水平舵,用在助推过程中维持飞行的稳定。超燃冲压发动机的主结构是用燃料冷却的薄壁Inconel合金板件结构,巡航体的4个可动小翼也是由Inconel合金制成,翼前缘采用碳/碳复合材料的结构。少量的钛合金仅用于级间段流道结构和助推器尾部,助推器蒙皮保持原样由钢制成。飞行器的热防护系统采用的是泡沫材料和陶瓷瓦。陶瓷瓦是波音公司研制的可重复使用的隔热(BRI-16)陶瓷瓦,与航天飞机腹部的材料相似,隔热陶瓷瓦用在机体脊部前缘和进气道斜面上,进气道斜面之所以要使用这种材料是因为烧蚀材料的烧蚀产物进入发动机对其性能会产生有害的作用。发动机隔舱内侧采用了柔性的可重复使用隔热材料(FRSI),飞行器的表面(大面积区域)采用FRSI防护,上面涂有波音公司的轻质烧蚀(BLA-S)泡沫材料。像大多数飞行器一样,X-51A体积受到很大的限制,飞行器的子系统必须紧凑地排列在铝合金蒙皮下面,如图4所示。为使燃料的空间最大化,X-51A采用了集成的湿舱方案,燃料不是装载于一个单独的罐中,而是用飞行器的表皮和结构隔板构成燃料舱。电池装在飞行器头部、钨制鼻锥的后面,充电的锂离子电池分别为电子设备、飞行试验仪器(FTI)、尾舵作动器和燃油泵提供28V,150V和270V的直流电。一套独立的电导火管引爆装置热电池用于飞行终止系统(FTS)。电池后面的子系统舱内有飞行器的电子设备,飞行器导航采用惯性测量单元(IMU)、全球定位系统(GPS)接收器和天线。导向和控制单元(GCU)利用仪器的输入信号来确定飞行器飞行的方向、速度。为F-22PWRF119发动机研制的可拆卸的全数字发动机控制装置(FADEC),用来控制超燃冲压发动机的燃料供给。GCU与FADEC的通信采用MIL-STD-1553B系列数据总线。小型FTI中包含数据采集单元和几个其他的传感器采集的飞行数据,并通过3个S波段的天线遥感传输这些数据。子系统舱后面是JP-7燃料舱,占据了飞行器的中间部分,舱内还装有几个发动机子系统,包括燃油泵和一瓶用于超燃冲压发动机点火的乙烯,小氮气罐用来维持舱内的少量正压,舱内还装载115kg可用JP-7燃料。飞行器尾部主要是喷管、尾舵作动器及FTS。对X-51A的特别领域进行了特定的试验研究分析。在以下设备上进行了飞行实验组件14%缩比模型的试验以确定其气动性能。其设备是:北美航空研究风洞(NAART)设备、NASA-LaRC风洞设备(16t)、波音公司的多音速风洞(PSWT)设备等。在PSWT、AEDC的冯卡门气动力设备、NASA-LaRC的UPWT等设备上对20%缩比的巡航体模型进行了气动力和舵偏试验。在PSWT上还进行了进气道质量捕获试验,用以确定飞行器不同飞行状态下进入发动机的气流特性,其状态参数包括马赫数、攻角和侧滑角。AFRL空中飞行器董事会在Buffalo研究中心的Calspan大学的国家高能激波风洞2(LENS-2)上对X-51A全尺寸模型进行了试验以确定温度和热载。与教育机构合作,在Purdue大学的马赫数为6的静风洞设备上进行了边界层转捩试验。在加利福尼亚州爱德华空军基地的高质量消音设备上对X-51A全尺寸模型进行了遥测和FTS天线实验,以确定天线的频率和工作模式。2009年夏天,在ATK/GASL设备上进行了飞行器喷管结构(BLA-HD)的试验。2发动机试验—发动机研制和试验图5是HyTech超燃冲压发动机及相应的燃料系统。液态JP-7燃料从超燃冲压发动机前部进入,分布到热交换器(HEX)的每个壁面上。燃料在热交换器中流过时就会从超燃冲压发动机燃烧中获得热量,使薄壁保持低于Inconel625金属熔点的温度。调节JP-7燃料泵的供给压力,FADEC使热交换器中的燃料压力保持一定阈值以避免出现沸腾现象。当燃料离开热交换器时达到超临界热力学状态之后,热的燃料进入燃料分配阀,在通过分配阀门时膨胀转化为气态,气态燃料被运送到发动机流道不同位置的喷射器上。超燃冲压发动机工作需要加热来获得良好雾化的JP-7燃料,但是加热燃料需要燃烧产生的能量,所以所有飞行器上还携带了乙烯燃料,用来给发动机点火和加热JP-7燃料到可维持燃烧的温度。2001年1月,在纽约的ATK/GASLLegVI自由射流风洞设备上进行了重模型热沉式流道(称为性能试验发动机——PTE)实验。PTE是HyTech性能和运行试验件,为发动机燃料供给提供有价值的数据,其数据是后续验证发动机的基础工作。HyTech计划在2003年6月完成了世界上第1个飞行的碳氢燃料超燃冲压发动机——地面演示发动机(GDE-1)的自由射流实验,GDE-1提供了飞行发动机方案的制造工艺,并表明可承受X-51A在飞行中的热度和压力载荷,具有所需求的寿命。在ATK/GASLlegVI自由射流风洞设备上模拟马赫数为4.5和6.5的飞行条件,对GDE-1进行了50次地面试验,其结构完整。HyTech计划于2006年3月完成了地面验证发动机(GDE-2)的自由射流试验。图6是试验中的GDE-2照片。GDE-2试验在NASA-LaRC的2.438mHTT风洞设备上进行,模拟马赫数为5的飞行条件,记录了300s的燃烧时间。集成的闭环燃料系统、软件和燃烧室工作状态良好,从这些试验中获取了有价值的经验与教训。X-51A的许多燃烧室部件试验是在国家技术研究中心(UTRC)的5#直连式实验装置上进行的。该直连式装置能模拟隔离器/燃烧室的匹配运行,并可使用X-51A的燃油分配阀进行燃料分配调节。还模拟了30个飞行状态点,以便研究发动机用乙烯点火和JP-7燃料气化问题和单独使用JP-7燃料时发动机性能与燃烧室总当量油气比、燃料分配、飞行焓值和动压之间的关系问题,研究高马赫数条件下超燃冲压发动机的模态转换问题。2004年12月到2006年8月期间,已经完成了X-51A计划中所有的3轮直连式实验。在GDE-2之后,在NASA-LaRC2.438mHTT设备上又开始为X-51A的发动机SJX61-1(X-1)的地面试验做准备。图7是试验中的X-1照片。X-1的试验目标是验证发动机点火、JP-7燃料转换、X-51A燃料闭环系统、发动机热结构一体化、控制硬件以及X-51A任务所需流道性能和运行能力。试验于2007年7月完成,首次进行X-51A的全流道(包括飞行器前体和一体化的喷管)试验,模拟马赫数为4.6,5和6.5飞行条件,模拟动压与X-51A执行任务时的相似状态。发动机进行了40次地面试验,总燃烧时间超过1000s。X-1发动机的闭环燃料系统工作良好。经计算,发动机性能和运行能力很好,甚至超过了X-51A任务所计划的水平。HyTech发动机的试验多数是在2008年春天进行,其SJX61-2(X-2)发动机为X-51A飞行时用的发动机。X-2发动机试验计划在马赫数为4.6,5.0及其对应的X-51A轨道动压条件下进行,同时还要在非动压条件下进行试验,为X-51A成功飞行提供了更为可靠的保障。X-2发动机试验完成后,可以进入X-51A的飞行试验程序。3华空军基地试验X-51A的飞行试验为4次。计划从2009年8月开始,在加利福尼亚州的Pt.Mugu靶场进行。与Hyper-X的X-43A相似,高超声速飞行器由亚声速运载飞行器运送到高空,由火箭助推达到超燃冲压发动机开始工作的适当高度和马赫数。超燃冲压发动机与助推器分离后,X-51A将在超燃冲压发动机工作下从马赫数4.5加速到马赫数为6+。飞行试验组件安装在B-52H飞机的左翼外部下侧,B-52H飞机属于AFFTC的419试验队。一个能运载1814kg重的适配器大梁(HSAB)安装在B-52H飞机的外挂架上,X-51A安装在HSAB上。合适的时候,将采用标准JDAM释放程序。B-52H携带X-51A,从爱德华空军基地起飞,飞向西南方向的Pt.Mugu靶场,飞两次“racetrack”模式。在racetrack的平直段面向西飞行时,B-52H将在15km高空保持马赫数为0.8,进行机体检测,如果B-52H到达太平洋上空的发射点时所有发射条件满足要求,释放X-51A飞行试验组件。为确保充分分离,在助推器点火之前,X-51A将自由下落4s。之后,ATACMS固体火箭助推器点火并工作约35s,AVD飞到18.3km高度时,马赫数达到4.5。在助推过程中,超燃冲压发动机进气道处于气动启动状态,随着高速气流进入进气道并流经级间段,气动加热使流经壁面的温度升高,少量JP-7燃料将流入并填充到热交换器壁面内。在助推器关机之前,巡航体与助推器和级间段分离,经很短的惯性飞行之后,将乙烯喷入发动机流道并点火,完成对发动机壁面和内部JP-7燃料的加热,一旦这些燃料加热到最低点火温度,超燃冲压发动机开始把加热的碳氢JP-7燃料喷入发动机流道,这种转换过程将持续数秒,直到乙烯完全消耗掉,发动机只依靠JP-7燃料进行运行。发动机将一直工作到机载燃料耗尽。随着超燃冲压发动机停止工作,飞行器将惯性滑行,在无动力下降过程中进行一系列的机动飞行参数的辨识工作,这些工作将为飞行器提供高超声速阶段的有价值的飞行特性,飞行器减速通过不同阶段的马赫数,提供数据可与风洞数据库数据进行对比。然后,飞行器继续下降并减速,直至溅落到太平洋离释放点约740km处。飞行试验于2009年进行,4~5月进行地面试验,5月对X-51A首飞试验准备进行评估,6月对X-51A进行首飞试验,X-51A所有的AVD飞行实验组件安装在B-52H上,围绕爱德华空军基地试验靶场飞行,测定B-52H/X-51A的飞行操纵、验证遥测数据和控制场所。2009年6月,进行飞行彩排,B-52H在Pt.Mugu靶场上空飞行,飞完整个任务过程,上升到实际的释放点。2009年8月,进行X-51A首飞自主飞行试验,第2次飞行在56天后,第3,4次飞行在11月和12月,第2,3,4次飞行每次间隔为42天。计划在2010年完成飞行数据分析和最终报告,至此计划全部结束。4研究机构及试验过程X-51A超燃冲压发动机演示器——乘波