X-51A超燃冲压发动机及飞行验证计划.pdf

2010年第1期
导弹与航天运载技术
o.12010
总第305期
MISSILES AND SPACE VEHICLES
Sum No 305
文章编号:10047182(20001-0057-065
X-51A超燃冲压发动机及飞行验证计划
曾慧,白菡尘,朱涛
(中国空气动力研究与发展中心超高速所,绵阳,622663)
摘要:美国空军研究试验室(AFRL)国防部预研局( DARPA)联合推出的X-51超燃冲压发动机演示器一乘波体(SED-WR)
飞行器是美国空军研究试验室高超声速技术项目( Hytech)的飞行验证计划。对X-51A计划进行一个全面综述,主要叙述
X-51A飞行器和推进系统的外形、完成计划情况以及还未展开的飞行试验计划等
关键词:超然冲压发动机;高超声;巡航导弹
中图分类号:V4339文献标识码:A
X-51A Scramjet Engine Flight and Demonstration Program
Zeng Hui, Bai Hanchen, Zhu T
China Aerodynamic Research &Development Center, Mianyang, 622663
Abstract: The joint Air Force Research Laboratory (AFRL)Defense Advanced Research Projects Agency(DARPA)X-51A
Scramjet Engine Demonsaorwa Rider(D)vehicle s e lgh montion of APRL'S Hypersonic Technology(HTEC)
program An overview of the X-51A program is systematically summarized, focusing on the X-51A vehicle and propulsion system
configurations, program accomplishments and plan for the future flight test activities
Key Words Scramjet engine; Hypersonic; Cruise missile
0前言
表示是X-51飞行器系列中的第1个飞行器的设计方
国家空天飞机计划(NASP)在20世纪90年代中案。
期终止后,其中的高超声速技术( Hytech)计划由空
军继续投资进行实施,但降低了技术标准。 Hytech计
划框架内的可贮存燃料超燃冲压发动机流道概念
技术支持
技术支持与计划管理
空军研究实验室
( SFSKC)计划始于1995年,于1999年又更名为碳
关国国防部预研局
航空系统中心
X-51A计划
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
及动机演示器联盟空军研究验
摧进部
1997年开始介入高超声速技术领域。2002年, DARPA
wR空向进空军系中以
和海军在高超声速飞行验证计划(HyFy)中投资该项
K行试验支持
空军飞行试验中心
技术支持
海上作战中心
发动试验设备
目。空军竭力推进 Hy Tech项目的开发,并与美国国家
德莱登飞行中心
ASA兰利研究中
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,
图1X-51A的研究机构
但在2003年,NASA取消了X43C计划。空军则用自
已的经费继续进行此项研究,并启动了单一发动机演
X-51A计划由多家政府机构和商业公司共同参与
示器计划,对 Hytech超燃冲压发动机进行飞行实验,(死图1)。 DARPA的战术技术办公室(TTO)提供辅
恢复 ARRMID中的乘波体方案。2005年, DARPA与助的管理和技术支持,并为项目提供部分资助。
空军共同资助该项目,称为超燃冲压发动机演示器 DARPA和空军为项目提供2.46亿美元的资金,在
(SED)。2005年7月,空军将该计划列入X- Plane系2003~2010年分配使用。
列中,命名为X-51ASED飞行器。X-51A中的字母“A”
收稿日期:2009-05-14;修回日期:2010-01-05
作者简介:曾,慧(1972-),女,エ程师,主要从事高超声速空气动力学研究
方数据
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导弹与航天运载技术
2010年
1X-51A飞行器
行器的表面(大面积区域)采用FRSI防护,上面涂有
X-51ASED飞行器由巡航体、级间段、助推器组波音公司的轻质烧蚀(BLA-S)泡沫材料。
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
钨制鼻锥
镍基合金(发动机和巡航小翼
机流道包括一个自启动进气道(马赫数为7的激波贴
钛合金(钛合金级间段)
口)和与飞行器一体化的二维喷管。机身由波音公司
铝合金(巡航器和级间段蒙皮
钢(助推器蒙皮及喷管)
Phantom工厂制造,PWR制造的发动机安装于机身上。
热结构复合材料(巡航小翼)
助推器是经洛克希德?马丁公司( Lockheed Martin
改造的陆军战术导蝉( ATACMS),用它将飞行实验组
轻质烧蚀泡沫材料
件加速到超燃冲压发动机启动速度,然后分离。级间
轻质烧蚀泡沫材料(加强的蜂窝结构
可重复使用绝缘材料
段是几个气流可通过的管道,它使超燃冲压发动机的
柔性可重复使用绝缘材料
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
图3X-51A上的材料
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。
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
巡航体
面,如图4所示
陆军战术导弹
发动机子系统
超燃发动机
系统助推器
发动机燃油泵
乙烯(发动机点火
(维持燃油压力)
子系统排列
级间段
导向和控制单元
数字发动机控制装置
飞行试验仪器
飞行终止系统
图2X-5 LA SED飞行器
飞行试验仪器JP-7
控制系统
燃料舱
燃烧系统电池
飞行器基体结构采用传统金属材料,覆盖在基体
燃油
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
图4子系统的布置
层的钨头部(鼻帽)可承受鼻锥的高热载。巡航体和
级间段的蒙皮都釆用铝合金制造,助推器上4个可拆
为使燃料的空间最大化,X-51A采用了集成的湿舱
卸的可动舵也是采用铝合金制造。另外,助推器上安方案,燃料不是装載于一个单独的罐中,而是用飞行器
装的2个铝合金水平舵,用在助推过程中维持飞行的的表皮和结