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高溫?zé)岱雷o技術(shù)

發(fā)布時間：

2022-02-21

1996年美國政府制定了ARRMD和Hyper-X計劃[89-94]，著重研發(fā)高超音速飛行器，驗證機機型為X-43，包括X-43A，X-43B，X-43C和X-43D型號。其中X-43A飛行速度最高達到9.8Ma，其主體結(jié)構(gòu)為鋼梁，鋼和鋁合金蒙皮、后隔板。其中后隔板由鈦合金來滿足熱防護性能要求。

　　1996年美國政府制定了ARRMD和Hyper-X計劃^[89-94]，著重研發(fā)高超音速飛行器，驗證機機型為X-43，包括X-43A，X-43B，X-43C和X-43D型號。其中X-43A飛行速度最高達到9.8Ma，其主體結(jié)構(gòu)為鋼梁，鋼和鋁合金蒙皮、后隔板。其中后隔板由鈦合金來滿足熱防護性能要求。飛行器上下表面采用1.3cm氧化鋁增強熱障陶瓷進行熱防護，外表面含纖維增韌涂層。熱流密度較大的機翼前緣部分采用C/C復(fù)合材料，表面覆蓋一層SiC材料。機身前緣采用被動熱防護方案，表面包裹一層C/C復(fù)合材料，最高能承受1649℃，其表面覆蓋一層SiC涂層。圖36為X-43高超速飛行器示意圖。

圖36 X-43高超速飛行器示意圖

　　1999年美國NASA開始X-37項目，由波音公司研制的X-37B試驗機，其飛行速度可達到20Ma，在軌時間長達270天。該機型采用單片增韌抗氧化復(fù)合結(jié)構(gòu)(TUFROC)，最高承受溫度可達1700℃，密度僅為增強C/C的四分之一^[95-98]，圖37為X-37B圖。

圖37 X-37B圖

　　2011年美國海軍、波音公司和惠普公司共同開發(fā)“高超聲速飛行技術(shù)演示計劃(HYFLY)”^{[99, 100]}。該計劃驗證機飛行速度最高可達到6.5Ma，整體采用鈦合金，從2005年到2008年先后進行了4次飛行試驗，均告失敗。圖38為HYFLY驗證機示意圖。

圖38 HYFLY驗證機示意圖

　　2003年美國開始FALON計劃^[101-104]，目標(biāo)研發(fā)速度可達20倍音速的飛行器。其中驗證機型X-51A計劃目標(biāo)是開發(fā)Ma為5~7的可以在1h內(nèi)對全球進行打擊的飛行器。2009年和2011年兩次試驗均告失敗，2012年第三次試驗速度達到5倍聲速，飛行約230海里。圖39為X-51A示意圖。

圖39 X-51A示意圖

　　俄羅斯也在大力發(fā)展高超聲速飛行器技術(shù)，1991年實施“冷”計劃，驗證機型SA-5“甘蒙”導(dǎo)彈，最高飛行速度可達到6.5倍音速，圖40為驗證機型布局結(jié)構(gòu)圖。除此之外，俄羅斯還開發(fā)了“彩虹-D2”和“鷹-31”驗證機型，其最高飛行速度可達到6.5Ma和5.5Ma。上述計劃飛行器技術(shù)均處于世界先進水平^{[105, 106]}。

圖40 SA-5甘蒙導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)圖

圖41 針對不同溫度范圍和運行時間的熱管理方法

　　對于不同類型的航空飛行器應(yīng)采用不同的熱管理策略，圖41是針對溫度和時間分類的航空飛行器。例如X-15采用熱沉方法，因為該飛行器飛行時間短且溫度適中。SR71由于飛行時間更長，溫度適中，所以使用高溫結(jié)構(gòu)設(shè)計。

　　圖42為航天飛機表面溫度分布圖，采用了傳統(tǒng)的鋁蒙皮結(jié)構(gòu)，由于要在350℉條件下反復(fù)使用，應(yīng)用防熱瓦作為隔熱材料在迎風(fēng)面，背風(fēng)面用隔熱毯。飛機前緣采用碳碳材料。

圖42 航天飛機表面溫度分布

參考文獻：

[89] W.R.P. Michael E W, Affordable Hypersonic Missiles for Long -Range Precision Strike, Johns Hopkins APL Technical Digest, 20 (1999) 415.

[90] K.R. R, Hypersonic Missile Propulsion System, Pratt and Wtney Wst Plm Bach Fl, 1998.

[91] P.P. Peter W M K, Affordability Analysis for DARPA Programs, Johns Hopkins APL Technical Digest, 21 (2000) 439.

[92] R.V.L. McClinton C R, Preliminary X -43 Flight Test Results, Acta Astronautica, 57 (2005) 266-276.

[93] F.P.P. Lamorte N, Dalle D J, Uncertainty Propagation in Integrated Airframe Propulsion System Analysis for Hypersonic Vehicles, Journal of Propulsion and Power, 31 (2014) 54-68.

[94] 郭朝邦, 李文杰, 高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)材料與熱防護系統(tǒng), 飛航導(dǎo)彈, (2010) 88-94.

[95] F. X, Background of X-37B Space Vehicle Development, Spacecraft Environment Engineering, 27 (2010) 558-565.

[96] 魯芹, 姜貴慶, 羅曉光, 胡龍飛, X-37B空天飛行器輕質(zhì)非燒蝕熱防護新技術(shù), 現(xiàn)代防御技術(shù), 40 (2012) 16-20.

[97] G.A. C, Orbital Test Vehicle and Derivatives, AIAA Space 2011 Conference & Exposition, 2011.

[98] W. Huang, S. Li, J. Liu, Z. Wang, Investigation on high angle of attack characteristics of hypersonic space vehicle, Science China-Technological Sciences, 55 (2012) 1437-1442.

[99] H.D.P. Brase L O, Flutter and Divergence Assessment of the HyFly Missile, AIAA Paper, (2009).

[100] H.-S. Kim, K.-S. Kim, S.-J. Oh, J.-Y. Choi, W.-S. Yang, A Preliminary Design of Flight Test Conditions for a Sub-scale RBCC Engine using a Sounding Rocket, International Journal of Aeronautical and Space Sciences, 16 (2015) 529-536.

[101] M.J.S. Hank J M, Mutzman R C, The X-51A Scramjet Engine Flight Demonstration Program, AIAA Paper, (2008).

[102] J.T.R. Spravka J J, Current Hypersonic and Space Vehicle Flight Test and Instrumentation, AIAA Paper, 2015.

[103] S.A. Bulman M J, Combined Cycle Propulsion: Aerojet Innovations for Practical Hypersonic Vehicles, AIAA Paper, (2011).

[104] C. H, USAF Successfully Tests X-51A WaveRider, Jane's Defence Weekly, 47 (2010) 130-139.

[105] 蔡國飆，徐大軍, 高超聲速飛行器技術(shù), 科學(xué)出版社, 北京, 2012.

高溫?fù)Q熱板片焊接工藝技術(shù)