論文關(guān)于超聲速飛機(jī)

1、超聲速飛機(jī)測控系統(tǒng)姓名：王志勇班級(jí)：12208-6班學(xué) 號(hào):2012261367指導(dǎo)教師： 李立新完成時(shí)間：2013 年1、17超聲速飛機(jī)是人類飛機(jī)探索的最新領(lǐng)域。超聲速飛機(jī)潛在的巨大軍事和經(jīng)濟(jì)價(jià)值使得當(dāng)前世界各軍事大國紛紛投巨資到該領(lǐng)域，成為21世紀(jì)世界航空航天事業(yè)發(fā)展的一個(gè)主要方向。近年來，各軍事大國在推進(jìn)技術(shù)、結(jié)構(gòu)材料、空氣動(dòng)力和飛行控制等關(guān)鍵技術(shù)研究方面 積累了豐富經(jīng)驗(yàn)，對(duì)超聲速飛機(jī)未來的發(fā)展奠定了基礎(chǔ)。今天，超聲速飛行技術(shù)已成為衡量一個(gè)國家空間技術(shù)先進(jìn)程度的標(biāo)志，被稱為航空史上繼飛機(jī)發(fā)明、突破聲障飛行后第三個(gè)劃 時(shí)代的里程碑。2超聲速飛機(jī)飛行技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀及難點(diǎn)、特點(diǎn)國防需求是各國競相

2、研發(fā)超聲速技術(shù)的源動(dòng)力。理論計(jì)算表明，飛行器的速度從0.9馬赫提高到5馬赫，突防概率可提高100倍以上。超聲速武器縮短了突防時(shí)間，提高了突防概率。另一方面，反導(dǎo)導(dǎo)彈飛行速度越快，其攔截成功的概率就越高。因此，自20世紀(jì)60年代以來，以火箭為動(dòng)力、應(yīng)用于各類導(dǎo)彈的超聲速技術(shù)獲得了快速發(fā)展，并取得了部分成功如愛國者等導(dǎo)彈，飛行速度均在6馬赫以上。在國內(nèi)，超聲速技術(shù)的重大國防、民用價(jià)值受 到了政府及學(xué)術(shù)界的高度重視，中科院力學(xué)研究所、航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院、南京航空航 天大學(xué)、西北工業(yè)大學(xué)等科研院所，在國家載人航天工程、“863計(jì)劃”等資金資助下，在 地面高超聲速試驗(yàn)設(shè)備、計(jì)算機(jī)流體數(shù)字模擬等方面取

3、得了一定的研究成果。噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)通常由進(jìn)氣道、壓氣機(jī)、燃燒室、渦輪和尾噴管組成。 部分軍用發(fā)動(dòng)機(jī)的渦輪和尾噴管間還有加力燃燒室。噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)屬于熱機(jī)，做功原則同樣為：高壓下輸入能量， 低壓下釋放能量。制造出優(yōu)良的發(fā)動(dòng)機(jī)是一大難點(diǎn)。同時(shí)為克服熱障，科研人員首先精心設(shè)計(jì)飛行器的飛行軌道和氣動(dòng)外形，使其在不影響或較少影響飛行器性能的情況下，盡可能降低進(jìn)入飛行器的氣動(dòng)加熱率，即熱流?？朔嵴细饕氖侄问菍?duì)飛行器進(jìn)行熱防護(hù)，希望以較小的代價(jià)保證飛行器及其有效載荷(戰(zhàn)斗部或乘員)的安全。超聲速飛機(jī)具有的特點(diǎn)如下：(1)控制系統(tǒng)的實(shí)時(shí)性問題超聲速飛行條件下飛行器對(duì)控制的響應(yīng)速度要求更高。(2)控制模式問題在

4、超聲飛行過程中控制面的控制效率與亞聲速飛行狀態(tài)相比有了較大的降低控制面較大 的偏轉(zhuǎn)又將引起不希望的氣動(dòng)熱，因而在超聲速飛行器控制中往往采用控制面和反作用控制 系統(tǒng)相結(jié)合的控制手段。(3)變參數(shù)問題由于工作條件大范圍變化超聲速飛行器高低空的氣動(dòng)力特性的巨大差異和質(zhì)量分布的快 速變化導(dǎo)致飛行器的動(dòng)力學(xué)特征和模型參數(shù)在飛行中變化非常顯著增大。超聲速飛行器在大氣層內(nèi)飛行時(shí)，由于超聲速氣流引起的局部流場中激波與邊界層的干擾導(dǎo)致飛行器表面上 的局部壓力及熱流率的變化，這些變化直接影響飛行器的氣動(dòng)力特性。3超聲速飛機(jī)姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型考慮超聲速飛行器巡航飛行狀態(tài)下， 其速度、高度和發(fā)動(dòng)機(jī)推力應(yīng)為常值，但是受到攻

5、角 的變化影響，影響發(fā)動(dòng)機(jī)性能，使得速度和高度也具有不確定性。 給出高超聲速俯仰通道姿 動(dòng)力學(xué)方程為：.(L + Tsin a) (/z - V2r) cos( 0 - a)a = Q+ TOC o 1-5 h z mVVr2。=M/4式中：Q為俯仰角速率； 為飛行器攻角；V為飛行速度；lyy為飛行器縱向轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；為地心引力常數(shù)；r=R +h為飛行器距地心距離；0為俯仰角；L,分別為飛行器升力、推力和 俯仰力矩，其計(jì)算公式為：廣=gSc CL, T = gSc CTIm, = qSee( CMa + CM6 + G“o)式中：q為動(dòng)壓；5為飛行器特征面積；C為升力系數(shù)；C為推力系數(shù)，在巡航條件

6、下為常值；c為平均氣動(dòng)弦長；C。， C , C。分別是和攻角0c、升降舵偏8和俯仰速率Qf關(guān)的力 矩系數(shù)。各系數(shù)公式給出如下：G =小%=+服-a)CMQ =亦Q(%0a2 +控制對(duì)象可以表示為：(3)fO 0 li y =1 x11 0 oJ4超聲速飛機(jī)飛行狀態(tài)控制較常規(guī)飛行器，超音速飛機(jī)飛行狀態(tài)控制更具有挑戰(zhàn)性，這表現(xiàn)在如下方面。研究條件從理論上來看,1946 年，錢學(xué)森提出了超聲速流的相似律，并被加以普遍證明。經(jīng)過60多年的發(fā)展，今天，在超聲速空氣動(dòng)力學(xué)方面仍有許多待解決的問題，如機(jī)體表熱輻射使駐點(diǎn)激波層發(fā)生分解、電離，出現(xiàn)強(qiáng)弱理想氣體效應(yīng)；離駐點(diǎn)較遠(yuǎn)處，不同流線處的氣流不再等嫡;測試手

7、段難以準(zhǔn)確確定附面層轉(zhuǎn)握點(diǎn)位置等。從試驗(yàn)條件來看，超聲速風(fēng)洞、先進(jìn)的仿真手段是驗(yàn)證、優(yōu)化飛行器、控制器的必要條件?，F(xiàn)有的風(fēng)洞無法全面模擬 飛行器的工作環(huán)境，檢測設(shè)備不能完全監(jiān)測試驗(yàn)過程，仿真手段有待發(fā)展，限制了飛行試驗(yàn) 的開展。2）過程特性吸氣式超音速飛機(jī)飛行時(shí)，空間上經(jīng)歷了一個(gè)從地面到近地空間，多個(gè)近地空間與大氣層間的往返，再到地面的過程，環(huán)境參數(shù)跳動(dòng)大；速度上經(jīng)歷了一個(gè)從亞音速、 跨聲速至超聲速、多個(gè)超聲速至超聲速、再至跨聲速、亞聲速的過程，空氣動(dòng)力學(xué)特性在不 同速率區(qū)間差異很大，飛行狀態(tài)難以用統(tǒng)一的飛行包絡(luò)線描述。超聲速飛行階段，機(jī)體與氣流間的強(qiáng)摩擦使機(jī)體表面溫度急劇升高，仰面氣體壓縮效

8、應(yīng)使機(jī)體仰面溫度可高達(dá)1800 C以上8 ,而后部氣流的負(fù)壓效應(yīng)削弱了機(jī)體與氣流間的熱摩擦，這就要求飛行器表面冷卻系統(tǒng)能夠隨著飛行環(huán)境及飛行狀態(tài)及時(shí)做出調(diào)整，確保飛行器表面強(qiáng)度，反過來，也限制了飛行器的飛行狀態(tài)，如飛行器再入大氣層的再入角度及姿態(tài)角。超燃發(fā)動(dòng)機(jī)吸氣口氣流流速大于聲速后才能工作，因此沖壓式需要使用超聲速載體、火箭或亞燃發(fā)動(dòng)機(jī)作為其 高超聲速飛行前的動(dòng)力，這涉及了動(dòng)力切換問題。如使用超聲速載體或火箭為第一級(jí)的兩級(jí) 入軌HSA機(jī)體分離過程中，由于飛行器側(cè)滑角增加 ，入射軌道的迎面出現(xiàn)激波碰撞區(qū)域，壓力迅速增加，在機(jī)載軌道和投射軌道之間傳播，導(dǎo)致入射軌道上飛行器受到強(qiáng)烈的不穩(wěn)定氣動(dòng)載荷

9、作用。另一方面，超聲速氣流在超燃發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室中的滯留時(shí)間通常只有燃料的混合與 燃燒，氣體排放等過程。這對(duì)現(xiàn)有芯片的數(shù)據(jù)處理能力、執(zhí)行器的響應(yīng)速度、 發(fā)動(dòng)機(jī)吸氣過程及燃料供應(yīng)過程的控制精度提出了挑戰(zhàn)。此外，飛行器超聲速飛行控制還面臨如下問題?？刂泼娴目刂菩瘦^亞聲速、超聲速飛行時(shí)低得多，且時(shí)滯、氣動(dòng)耦合嚴(yán)重。飛行器迎角擾動(dòng)時(shí)，推力矢量發(fā)生變化，作用在飛行器上的俯仰力矩發(fā)生改變。 機(jī)身的彈性使飛行器產(chǎn)生結(jié)構(gòu)變形，其中的低頻結(jié)構(gòu)變形與飛行器短周期運(yùn)動(dòng)頻率的接近，既會(huì)影響飛行器短周期運(yùn)動(dòng)，又將使得飛行器變形加劇，以致飛行狀態(tài)失控。根據(jù)激波條件優(yōu)化設(shè)計(jì)出的乘波體外形工作在激波面上，具有姿態(tài)本質(zhì)非穩(wěn)定性。

10、3）控制策略目前飛行控制的研究大都是圍繞美國超聲速驗(yàn)證機(jī)展開的。超音速飛行速率跨度大，環(huán)境參數(shù)跳動(dòng)大，因此以飛行器環(huán)境參數(shù)及速度參數(shù)為變量，將飛行包絡(luò)線分為多個(gè)子集，針對(duì)每個(gè)子集特點(diǎn)，采用合理方法建立子集的數(shù)學(xué)描述，是超音速飛行器飛行狀態(tài)建模的一個(gè)可選方案。其中，機(jī)理建模理論或以最小二乘估計(jì)、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)、支持向量機(jī)等統(tǒng)計(jì)學(xué)習(xí)方法在超聲速飛行器如F16 ,蘇27等的建模實(shí)踐中得到了成功應(yīng)用，相關(guān)經(jīng)驗(yàn)在飛行器亞超聲速飛行狀態(tài)建模過程中可加以借鑒。而由于存在上述空氣動(dòng)力學(xué)理論及仿真手段有待完善，環(huán)境參數(shù)變動(dòng)大，氣流流場復(fù)雜等問題，單純的機(jī)理建?；蚪y(tǒng)計(jì)學(xué)習(xí)建模方法均不能很好超聲速飛行階段的建模工作。根據(jù)

11、現(xiàn)有的航天航空器等復(fù)雜系統(tǒng)的建模經(jīng)驗(yàn)，以機(jī)理建模方法為主對(duì)各子模型做確定性描述，以統(tǒng)計(jì)學(xué)習(xí)建模方法為輔，通過 人工智能算法描述各子模型的不確定性，或許是建立飛行器超聲速飛行狀態(tài)模型的一個(gè)思路。而對(duì)于多模型飛行包絡(luò)線描述，可以根據(jù)子模型的特點(diǎn)，針對(duì)性設(shè)計(jì)控制律，進(jìn)行模型 切換控制，以獲得期望的飛行狀態(tài)控制效果。HSA是強(qiáng)非線性、受外部環(huán)境參數(shù)擾動(dòng)強(qiáng)烈的系統(tǒng)，可采用在航空航天業(yè)中成功應(yīng)用的等算法以保證飛行狀態(tài)控制律的魯棒性能。另一方面，在普通飛行器中可以忽略的諸如執(zhí)行器、空氣燃料供應(yīng)及混合、數(shù)據(jù)處理及信號(hào)傳 輸?shù)葞淼臅r(shí)滯問題對(duì) HSA的飛行狀態(tài)卻產(chǎn)生重要影響。為此 ，可以在控制律設(shè)計(jì)中引入 Sm

12、ith預(yù)報(bào)、Extended Kalma 濾波，廣義預(yù)測等預(yù)測控制策略或模糊控制算法，以削弱時(shí)滯問題帶來的不良影響，同時(shí)也因應(yīng)模型中的不確定性問題?？傊w行器超聲速飛行為控制律的設(shè)計(jì)帶來巨大的挑戰(zhàn) ，單一建模方法及控制策略難以獲得很好的效果，針對(duì)飛行器空氣動(dòng)力學(xué)特點(diǎn)及目前的科研手段，多種控制策略協(xié)同應(yīng)用是值得考慮的控制器設(shè)計(jì)思路。4超聲速飛行器控制設(shè)計(jì)錐體加速器構(gòu)型是超聲速飛行器線性控制律設(shè)計(jì)的里程碑，控制目的是飛行器穩(wěn)定以及 精確跟蹤速度和高度命令信號(hào)，同時(shí)保證攻角偏差，并且使得控制能量最小化攻角的限制可以減小對(duì)推進(jìn)性能的影響在所有狀態(tài)是可量測，有較小傳感器噪聲污染的假設(shè)下。針對(duì)動(dòng)力學(xué)利用

13、直接回路整形和迭代綜合方法設(shè)計(jì)了控制器基于標(biāo)稱系統(tǒng)的控制器以及基于 不確定系統(tǒng)最優(yōu)控制器。由于超聲速飛行器的控制設(shè)計(jì)要求具有實(shí)時(shí)性，因此要求所設(shè)計(jì)的控制器簡單易行適合于工程設(shè)計(jì)要求特征建模和基于特征模型的全系數(shù)自適應(yīng)控制方 法是提出的系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)和控制設(shè)計(jì)要求相結(jié)合的一種建模和控制器設(shè)計(jì)方法。該方法在載人飛船再入升力控制、復(fù)雜撓性衛(wèi)星自適應(yīng)控制等問題中已得到深入研究特別是該方法 的理論思想和工程要點(diǎn)被創(chuàng)造性地應(yīng)用于飛船返回再入控制，其精度達(dá)到世界先進(jìn)水平。 近來分別針對(duì)超聲速飛行器的爬升、巡航和再入段的基于特征模型的全系數(shù)控制設(shè)計(jì)問 題，已開展了較為深入的研究， 針對(duì)含有大范圍變化的慣性和氣動(dòng)參

14、數(shù)的非線性、多變量、不穩(wěn)定的高超聲速飛行器現(xiàn)系統(tǒng)的跟蹤目標(biāo)，而且可以保證攻角滿足一定的約束條件，達(dá)到了理想的跟蹤控制效果近幾年來撓性吸氣式超聲速飛行器的控制問題得到普遍關(guān)注，針對(duì)線性化模型設(shè)計(jì)了兩種基于線性二次調(diào)節(jié)器技術(shù)的控制器，并針對(duì)原始動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行了仿真驗(yàn)證了所設(shè)計(jì)控 制律在一定巡航條件下的有效性。但是基于線性模型的控制器設(shè)計(jì)方法需要增加增益調(diào)度環(huán)節(jié)，增加了設(shè)計(jì)復(fù)雜性。5關(guān)鍵技術(shù)為了實(shí)現(xiàn)遠(yuǎn)程精確投送的目的，通用再入飛行器總體設(shè)計(jì)必須要同時(shí)考慮滿足許多特 殊的要求，如高升阻比氣動(dòng)外形、長時(shí)間高溫非燒蝕/低燒蝕熱防護(hù)、高精度制導(dǎo)導(dǎo)航與控制、有效載荷高速拋撒等?？傮w設(shè)計(jì)主營關(guān)鍵技術(shù)包括：(1)

15、高升阻比飛行器一體化設(shè)計(jì)要素進(jìn)氣道和尾噴管既是機(jī)體的一個(gè)組成部分，又是推進(jìn)系統(tǒng)的一個(gè)組成部分。它們的內(nèi)、外流特性，既影響推進(jìn)系統(tǒng)的性能，又影響飛行器的氣動(dòng)特性。在超聲速飛行器上，發(fā) 動(dòng)機(jī)安裝到飛行器上之后，進(jìn)、排氣系統(tǒng)可使發(fā)動(dòng)機(jī)的推力損失10-150毛；非設(shè)計(jì)狀態(tài)下，特別是跨聲速飛行狀態(tài)，推力損失可達(dá)25-30%以上。進(jìn)氣道吸入大量空氣，經(jīng)過尾噴管 形成大量燃?xì)馀懦?，使發(fā)動(dòng)機(jī)前后流場內(nèi)的壓力和速度發(fā)生明顯變化。這一流場變化對(duì)飛行器的氣功特性包括升力、阻力和俯仰力矩等產(chǎn)生了顯著影響。這就是發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)飛行器的干擾。反過來，飛行器在飛行過程中，機(jī)體附近的繞流流場對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的工作也會(huì)產(chǎn)生影響，特別是超聲速

16、飛行和大攻角飛行時(shí)，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)工作的影響尤為嚴(yán)重。(2)多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)高升阻比飛行器設(shè)計(jì)涉及了氣動(dòng)力、熱、燒傷、 防熱、控制、伺服等多個(gè)專業(yè)和技術(shù) 領(lǐng)域，在設(shè)計(jì)過 程中，氣功力和氣功熱、燒傷和結(jié)構(gòu)、氣功力和控制、燒傷和控制、氣動(dòng)力和伺服等相互搞合，相互作用，因此在飛行器設(shè)計(jì)中不僅要借鑒以往軍事航天飛行器各專 業(yè)及分系統(tǒng)的設(shè)計(jì)方法和成果，還要采取多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，實(shí)現(xiàn)方案的準(zhǔn)確分析和設(shè)計(jì)， 進(jìn)一步提高設(shè)計(jì)水平。（3）再入軌道與再入走廊設(shè)計(jì)技術(shù)由于飛行器采用了多種不同的有效載荷，每種有效載荷的打擊目標(biāo)不同，打擊方式不同，其飛行軌道也不相同；為了實(shí)現(xiàn)有效突防，其再入軌道要避開敵方反導(dǎo)防御體系的探

17、測和跟 蹤，其再入飛行走廊要進(jìn)行仔細(xì)設(shè)計(jì)和分析，比較可行的彈道方案是周期性跳躍再入彈道。 3.2氣動(dòng)力、熱技術(shù)對(duì)于在高超聲速條件下具有高升阻比的飛行器來說，氣功設(shè)計(jì)及其相關(guān)的風(fēng)洞試驗(yàn)、理論計(jì)算分析都是最為基礎(chǔ)的關(guān)鍵技術(shù)，主要包括 ：在超聲速飛行條件下，具有高升阻比是確保飛行器元?jiǎng)恿柽_(dá)到很遠(yuǎn)的航程（幾千公里以上）的必要條件。對(duì)于進(jìn)行長時(shí)間巡航的高超聲速飛行器來說，實(shí)現(xiàn)高升阻比通常與 降低防熱要求是矛盾的。一般情況下，高超聲速高升阻比飛行器的頭部與翼前氣動(dòng)外形都設(shè) 計(jì)得比較尖，這樣必然帶來高加熱問題，給防熱系統(tǒng)設(shè)計(jì)帶來壓力，甚至還可能出現(xiàn)橫向和 縱向氣動(dòng)特性不對(duì)稱， 即橫向壓心和縱向壓心一般相

18、距較遠(yuǎn)，在實(shí)際應(yīng)用中會(huì)引起縱橫向穩(wěn)定性不匹配的問題，給飛行器的穩(wěn)定飛行和控制帶來很大的困難。此外，理論上升阻比很高的外形往往無法滿足裝填性能要求，在實(shí)際工程設(shè)計(jì)中需要綜合折中考慮氣動(dòng)與裝填的要 求。這些問題都需要很好的協(xié)同解決，抑制高升阻比氣動(dòng)外形的負(fù)面效應(yīng)。反作用控制系統(tǒng)（RCS）同流場的相互干擾RCS噴流干擾效應(yīng)的復(fù)雜性，主要表現(xiàn)為氣動(dòng)特性在很大程度上受RCS噴流和飛行器表面流暢之間的互相干擾之影響。RCS勺噴流影響主要來自三個(gè)方面：噴流推力，噴流對(duì)表面的沖刷以及噴流對(duì)流場的人、干擾影響。因此，要研究噴流推力、羽流沖刷、羽流/軌道器之間的流場干擾對(duì) RCS控制效率及軌道器氣動(dòng)特性的影響。要

19、對(duì)再入飛行實(shí)施有效的控制， 必須準(zhǔn)確地給出 RCS從再入條件直至關(guān)閉 RCSa-寬廣范圍內(nèi)的控制效率。進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)，試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒坏３謳缀蜗嗨?，而且通常還要模擬羽流邊界、噴流動(dòng)量/自由流動(dòng)量（對(duì)于向上或向下的 RCS賁流）或噴流質(zhì)量流率/自由流質(zhì)量流率（對(duì)于縱向RCS賁流），通過地 面試驗(yàn)對(duì)RCS勺工作效能進(jìn)行精確的預(yù)測是十分困難的。高溫長時(shí)間熱防護(hù)技術(shù)以高超聲速在稠密大氣層內(nèi)飛行時(shí)，空氣受到強(qiáng)烈的壓縮和劇烈的摩擦作用，飛行器的大 部分動(dòng)能轉(zhuǎn)化為熱能， 致使端頭溫度急劇升高，并且隨著飛行馬赫數(shù)的增加，氣動(dòng)加熱將更趨嚴(yán)重30。根據(jù)初步氣動(dòng)熱環(huán)境估算，端頭再入氣動(dòng)加熱在2500度（滑行12000

20、km）,大面積再入氣動(dòng)加熱溫度介于 4001100度之間。要使武器系統(tǒng)在大氣層內(nèi)不被燒毀，并保證 內(nèi)部儀器的正常工作，必須采取特殊的熱防護(hù)技術(shù)，防熱系統(tǒng)地面試驗(yàn)技術(shù)主要包括防熱材料試驗(yàn)技術(shù)、防熱結(jié)構(gòu)單元件試驗(yàn)技術(shù)、防熱系統(tǒng)陣列結(jié)構(gòu)試驗(yàn)技術(shù)等。高精度GNGK術(shù)GNC系統(tǒng)是飛行器的大腦與神經(jīng)系統(tǒng)，高精度的導(dǎo)航制導(dǎo)與控制技術(shù)是臨近空間飛行器完成作戰(zhàn)任務(wù)的根本保證。為了實(shí)現(xiàn)高精度GNC系統(tǒng)在飛行器上的應(yīng)用。有效載荷拋撒技術(shù)有效載荷拋撒技術(shù)是飛行器設(shè)計(jì)的重要關(guān)鍵技術(shù)，飛行器的有效載荷拋撒通常在馬赫數(shù)4左右，有效載荷的可靠、正確分離是實(shí)現(xiàn)對(duì)目標(biāo)準(zhǔn)確打擊的關(guān)鍵時(shí)。有效載荷拋撒的關(guān)鍵技術(shù)是：新型拋撒方法研究，旋轉(zhuǎn)拋撒技術(shù)研究，作動(dòng)筒拋撒技術(shù)研究以及彈射拋撒技術(shù)研究。 3.6發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)超聲速空氣在燃燒室中的滯留時(shí)間通常只有1.5毫秒，要想在如此短的時(shí)間內(nèi)將其壓縮、增壓，并與燃料在超聲速流動(dòng)狀態(tài)下迅速、均勻、穩(wěn)定、高效率地混合和燃燒是十分困 難的。因此需要對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)尺寸、形狀以及燃料種類、噴注器設(shè)計(jì)、燃燒機(jī)理進(jìn)行綜合性理論和試驗(yàn)研究。超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的另一個(gè)技術(shù)困難是飛行器必須達(dá)到一定的速度才能啟動(dòng)（雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)也是如此），因此需要有助推器提供初速。目前高超聲速推進(jìn)技術(shù)的研究重點(diǎn)是：動(dòng)力裝置總