摘要：高超声速飞行器是飞行速度超过5倍声速的有翼或无翼飞行器。随着科学与军事领域的发展，高超声速飞行器的跟踪控制研究已成为航空航天领域研究的热点问题之一。飞行环境复杂多变，导致高超声速飞行器具有强不确定性、强耦合性、强非线性和快时变等特性。这些复杂特性导致高超声速飞行器控制的研究面临诸多难题。目前，基于高超声速飞行器纵向模型的控制方法主要有自适应反步控制、滑模控制和模糊控制等方法，然而现有的控制方法仍然存在一些不足。因此，高超声速飞行器的控制研究是十分有意义的。 无水厕所
关键词：高超声速飞行器；热防护；舱内热管理；综合热管理
引言
发布软件高超声速飞行器(Hypersonic flight vehicle，HFV)因其飞行速度快、机动性强、突防能力好等特点，具有重要的军事价值和民用价值，受到国内外学者的广泛关注。但由于HFV具有强非线性、强耦合、非最小相位的特性，且面临复杂快时变的飞行环境、大飞行包线内实际的气动参数与地面风洞/仿真所得的气动参数存在偏差等原因，HFV的飞行控制系统必须具备快速
反应能力、鲁棒性和抗干扰能力。另外，超燃冲压发动机的工作状态与迎角的大小密切相关，迎角必须满足一定的约束。因此，HFV的飞行控制系统设计是一个重要而极具挑战性的课题。
1高超声速飞行器面临的热环境特性分析
飞行模拟舱高超声速飞行器面临着高温高热流气动热环境。美国空军实验室曾在一份研究报告中指出：飞行器所承载的热负荷随着马赫数的提高而增加，当马赫数大于5时，马赫数每提高1，总温约增加556K；在28km高空，当马赫数达到10时，飞行器外结构总温可达3889K，超出现有材料承受温限。高超声速飞行器再入时典型部位热环境如图1所示，端头热流为14MW/m2，水平翼前缘热流为10.5MW/m2，超燃冲压发动机进气道唇口达到了40MW/m2。面对高热流和高温热环境，要保持飞行器外结构特性，必须针对高超声速飞行器驻点、前缘、机身大面积等不同区域分别采取有效的热防护措施。 图1高超声速飞行器气动加热热环境
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2高超声速飞行器导航环境及需求分析
（1）覆盖范围大与常规空中打击武器不同，高超声速飞行器一般具有全球远距离目标快速抵达的特点，不同技术体制的高超声速飞行器的有效射程一般都在1000km以上，导航分系统的覆盖范围应确保在这一距离内保持稳定的导航、定位、测速、测姿和授时水平。（2）必须具备较强的高动态适应能力由于高超声速飞行器飞行速度快，并往往伴有纵向或变射面大机动，往往需要经历下降、拉起、再入等多种复杂飞行阶段，过程中往往会出现较大的飞行速度和较为显著的速度及高阶加速度突变，这对目前主要的机/弹载卫星导航接收机性能都提出了严峻的挑战。（3）需要具备全程自主工作能力鉴于高超声速飞行器的复杂工作环境和长距离飞行特点，其导航系统必须具备较高的自主工作能力，可在不依赖陆地导航设施的基础上正常工作。（4）具备全维度、实时更新飞行器运动状态测量能力高超声速飞行导航系统的主要作用是为制导及控制回路提供所需的载体全部运动参数，包括位置、速度和姿态、迎角、侧滑角等全部运动状态信息
3高超声速飞行器综合热管理技术
3.1热量收集和传输技术
按照热流量大小和温度高低，飞机上热量可以分为高品阶热量和低品阶热量。对于高品阶热量的收集和传输，通过燃油–滑油换热器、燃油–液压油换热器、燃油–空气换热器、空–空换热器等实现。对于低品阶低热量，通过热泵、蒸汽循环、空气循环装置实现。开展热量收集的冷边可以是燃油、冲压空气、消耗性介质等，热边可以是液压油、滑油、高温空气等其他高温待冷却介质。常见换热方式包括空气自然冷却、空气强迫冷却、液体冷却、相变冷却等。热管理冷却方式依据热流密度、系统复杂性、环境需求、材料、冷却工质可用性等因素选择。
3.2 Kagome点阵夹芯结构
在点阵夹芯结构中，Kagome点阵结构被认为是隔热效果优异的结构之一。对比分析相同孔隙率下四面体、金字塔以及Kagome点阵结构的换热性能，在换热方面Kagome结构性能表现最为突出。罗树坤等人[96]的研究同样表明相比于四面体和金字塔点阵结构，Kagome点阵结构表现出更加优异的换热性能和热强度。研究发现Kagome结构在传热方面比四面体结构具有优势，但在流动损失方面却处于劣势。计算了Kagome型点阵结构的传热及压
降，发现结构换热特性与流体流动方向相关，压降损失程度与流动阻碍面积相关。采用铝线编织形成Kagome点阵夹芯结构（孔隙率为0.962），并利用实验手段研究了该结构在不同垂直流动方向上的强制对流换热情况。实验中，在一个面板上加载恒定热流，冷却剂沿流通面积较小方向流动时，结构换热效果优于垂直方向上的流动换热，与此同时，该方向上的流动损失相对较大。
3.3变形飞行器虚拟飞行风洞试验技术
单水合肼通过动态变形风洞试验和变形过程非定常数值模拟对变翼面飞行器的研究，一方面是揭示动态变形过程的基础气动科学问题；另一方面获得非定常气动数据验证控制系统控制律设计，实现对高速变翼面飞行器变形过程的稳定控制。变形过程中气动和飞行力学特性研究的最终目的是实现变形过程中合理有效的飞行控制，从而保证飞行过程的安全］。风洞虚拟飞行试验是在风洞真实气流条件中，实现飞行器气动力/飞行力学/飞行控制一体化研究的最直接的手段，通过把飞行器模型安装在具有多个转动自由度的支撑装置上，逼真模拟飞行器飞行过程，检验飞行器响应和操控特性，探索气动/运动/控制非线性耦合机理。
结束语
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飞行器内外高热流环境是高超声速飞行器典型特性，热相关问题是亟待解决的难题。飞行器需要具有更强、更智能的热管理能力，需要发展数字控制综合热管理技术。热管理手段从单一形式换热向复合形式、综合一体化形式转换，热管理效率逐步提升。热管理技术从局部热量控制到全机综合热管理，从简单状态控制到数字综合控制。
参考文献
[1]林灵,郭晓林.基于反席卷法的高超声速飞行器最优制导律[J].计算机仿真,2021,38(02):43-46+66.
[2]高长生,王越欣,荆武兴,胡玉东.一种高超声速飞行器在线反馈滤波算法[J].现代防御技术,2021,49(01):1-7.
[3]郭建国,苏亚鲁.高超飞行器自适应动态规划的控制系统设计[J].系统工程与电子技术,2021,43(06):1628-1635.
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