高超声速飞行器概念及发展动态.doc

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1、解发瑜李刚徐忠昌第一级运载工具 ; 用一架装有火箭发动机的飞机 , 作为第二级运 载工具的航天运载器概念 。而关于喷气发动机 , 他提出要“以涡 轮喷气发动机起飞 , 当高度超过10km 及飞行速 度 达 到 两 倍 声 速 以上时再把冲压发动机开动 , 继续爬高和加速 , 直到极限 , 然后 第二级火箭脱离第一级起飞 。”在20 世纪 80 年代后 , 许多国家又详细研究了钱学森先生提出的这 个概念 。的气流为亚声速 , 而超声速燃烧冲压发动机 ( 简称超燃冲压发动 机) 燃 烧 室 内 的 气 流 为 超 声 速 。各航空大国如美 、俄等都对超燃 冲压发动机进行了长期的研究 ,目前已经取得

2、了一定的进展 。冲 压式喷气发动机在飞行过程中吸进空气 , 因此冲压发动机又称为 吸气式推进 。由于在马赫数 2 以 下 , 超燃冲压发 动 机 无 法 工 作 ,因此必须首先将飞行器加速到马 赫数 2 以上 。目前研究的方案主要有母机投放和组合推进两种 。要实现未来的高超声速飞行器的 水平起降 , 可以考虑以火箭发动 机为基础的吸气式组合发动机技术 , 即采用火箭助推或火箭发动机/ 超燃发动机联合循环工作方 式 。2 . 2材料技术 为了发展未来的高超声速飞行器 , 必须着力解决相应的材料 与结构技术 。特别是必须实现轻的结构和有效的防热系统以及发 动机与机体的高度一体化 。高超声速飞行器飞

3、行过程中由于气动热载 荷 效 应 , 在 机 头 、 控制面及机翼前缘都具有较高温 度 。发动机燃烧室 、喷管温度也很高 , 而燃料储藏箱 、管道等由于燃料膨胀效应温度很低 。因此摘要介 绍 了 高 超 声 速 飞 行技术的基本概念 、关键技 术 ; 同 时 介 绍了高超声速飞行技术的发展动态 。主 题 词高 超 声 速发展动态关 键 技术引 言飞得更 快 、更 高 、更 远 , 是 人类永恒的追求 。人类突破飞行速度经历了艰难的历程 。早在 20 世纪 60 年代 , 在人 类尚未突破 3 倍声速前 , 就已经开始研究高超声速飞行技术 。高超声速飞行技术将是 21 世纪航 空航天领域的研究热

4、点之一 。高 超声速飞行器具有重要的战略意义和极高的应用价值 。2 高超声速飞行器涉及到的关键技术2. 1推进技术 要实现高超声速飞行 , 首先必须具有适合的推进系统 。现有 的涡轮/ 涡扇喷气发动机在马赫数 3 以上时 , 比冲大大降低 。涡 轮喷气发动机和涡扇喷气发动机 能 达 到 的 最 大 速 度 低 于 马 赫 数4 。在马赫数 36 之间 , 冲压发动机具有较高的比冲 。在马赫数614 或以上时 , 只有超燃冲压 发动机具有较高的比冲 。火箭发 动机 能 达 到 高 超 声 速 , 但 比 冲 低 , 成本高 , 结构复杂 。目前看 来 , 超燃冲压发动机是实现高超 声速飞行的首选

5、推进系统 。常规的冲压发动机燃烧室内1高超声速飞行器概念通常把大气层中飞行速度达 到 5 倍声速以上的飞行称为高超声速飞行 。我国著名科学家钱学 森先生是高超声速技术的最早倡导者之一 。他在 1945 年发表的 一篇 论 文“论 高 超 声 速 相 似 律 ” 中 , 首 先 采 用 了 Hypersonic 来 表 示高超声速 , 即飞行马赫数大于5 , 后来该词得到了广泛的认可 。 他在 1962 年出版的星际航行概 论一书中 , 还具体提出了用一 架装有喷气发动机的飞机 , 作为本文 2003211228 收到 , 解发瑜 、徐忠昌系海军工程大学文理学院讲师 、副教授 ; 李刚系空军工程

6、大学导弹学院副教授求高超声速飞行器重复使用及提高运载效率 , 这就需要更轻 、更 坚固的材料也需要有更先进的结 构装配技术 。而且 , 和传统的飞 行器中发动机与机体分别制造最 后安装不同 , 高超声速飞行器必 须实行发动机与机体的高度一体 化 , 以有效降低 阻 力 和 气 动 热 。 除了做好材料与结构的研究外 , 还要建设必要的地面模拟设备 , 如大功率的电弧加热器和高温热 结构风洞等 。2 . 3空气动力学技术 由于发动机的比冲随飞行马赫数的增加而下降 , 因此对高超 声速飞行器气动布局首先提出了 降低阻力的要求 。飞行器机动性和起飞降落等性能要求 , 对高超 声速飞行器升阻比和其它性

7、能也 提出了新的要求 。飞行器热防护 与热结构设计 、飞 行 姿 态 控 制 、 推进系统也对空气动力学提出了一批需要研究的新概念 。为此 , 必须掌握与高超声速飞行器气动 布局及其与推进系统一体化设计 相关的高超声速流动规律 , 解决 在真实飞行环境下所出现的气动力 、气动热新课题 。具体研究内 容包括 : 地面试验设备及数值模 拟设备的建设 , 实验技术与数值 模拟技术研究和气动布局研究 。 为有效降低激波阻力 , 必须采用机身与发动机一体化技术 。目前 研究的气动布局主要有升力体布 局 、细长体布局 和 乘 波 布 局 等 。 乘波布局是指飞行器前缘都是斜 激波的布局 , 飞行器就好象乘

8、在激波之上 , 这种 布 局 升 阻 比 高 ,但稳定性较差 。28 时间较短的高温设备和有限的飞行数据 。计算的进步主要取决于 对物理化学现象了解的突破和计 算 机 运 算 速 度 和 存 储 容 量 的 提 高 。计算流体力学的突破 , 还必 须 有 一 定 的 试 验 数 据 来 进 行 确 认 。计算 的 优 点 是 在 观 察 现 象 时 , 可以将各种机理孤立出来进 行研究 。计算也可获得大量流场 数据 。这种能力常用于研究很难 进行实验测量的物理现象 。在地 面设备能力不足时 , 采用计算流 体力学可用来将地面数据外推到 飞行条件 。但是可以认为 , 不可 能完全依靠计算流体力学

9、完成高 超声速飞行器的设计 。其原因是 它在模拟高超声速流动方面的能 力还是不足的 。地面试验设备在恰当地模拟 高超声速飞行的能力方面存在一 定的局限性 。现有的设备不可能 同 时 模 拟 高 超 声 速 飞 行 器 对 环境 、尺度和试验 时 间 的 要 求 , 因 此 必 须 组 合 使 用 不 同 种 类 的 设 备 。由于计算和地面试验的局限 性 , 为了减少发展高超声速飞行器的风险 , 必须 进 行 飞 行 试 验 。 传统的飞行试验是在产品研制的 最后阶段进行的 , 也就是进行样 机试飞 , 而高超声速飞行器的飞 行试验的目的在于综合考核新概念和确认设计方法 。它对改进手 段也有很

10、大的作用 。高超声速飞 行器只有经过飞行试验的演示验 证 , 才能开始研制 。近年来 , 国 外把这种做法称为先期概念技术演示 验 证 ( ACTD) 。但 飞 行 试 验 也有很大的局限性 , 用它来建立在 飞 行 中 也 难 以 进 行 精 确 的 测量 , 而且不大可能进行流场的测 量 。为了研究高超声速飞行器飞 行特性 , 需要进一步发展高超声 速计算空气动力学 、高温风洞设 备 、高超声速风洞和飞行试验技术 。2 . 4飞行控制技术 高超声速飞行器与目前现有的亚声速/ 超声速飞行器相比有 许多不同的飞行特性 , 有的方面目前还无法完全掌握 。 高超声速飞行过程中 , 飞行器对控制的响

11、应速度要求高 。然 而 , 在高超声速飞行过程中 , 控 制面的控制效率与亚声速/ 超声速 飞 行 状 态 相 比 有 了 较 大 的 降 低 。控制面较大的偏转又将引起 不希望的气动热 。因而在高超声 速飞行器控制中往往采用控制面 和反应控制系统 ( RCS) 相结合的控制手段 。 高超声速飞行器由于采用了轻质材料 , 在飞行过程中由于气 流的扰动等因素作用极易发生气 动弹性振动 。飞行器飞行过程中的各种复杂的力学过程不可能完 全精确地考虑在用于控制设计的 飞行器控制模型中 。而且飞行过 程中往往又会受到各种事先无法 完全预知的扰动 。因此高超声速飞行器的飞行控制是实现高超声 速 飞 行 必

12、 须 解 决 的 关 键 技 术 之 一 。2 . 5 研发 、试 验 和 评 估 的 一 体 化为了研制出满足设计要求的 高超声速飞行器 , 必须一体化地飞航导弹2004 年第 5 期式高超声速飞行器系统 , 关键是要将三种手段有效地平衡运用 , 以 提 供 高 超 声 速 飞 行 器 系 统 研 发 、试验和评估 ( RDT&E) 的一体 化 。2000 年 美 国 空 军 咨 询 委 员 会在对美国空军高超声速技术计 划的评估报告中指出 : “限制美国持续发展高超声速能力的关键 因素是缺乏飞行试验数据 。”为了 获得飞行数据 , 需要建立一个计 算模拟 、地面试验验证和飞行试 验确认一体

13、化的反复渐进过程 。进一步地看 , RDT&E 的一体化 , 必须贯穿于从导出高超声速飞行 器概念到具体的高超声速飞行器 系统发展 、试验的全过程 。这就 要求在试验发展中广泛采用模拟和仿真 , 以达到更有效地进行试 验和预测新概念飞行器的飞行试 验结果 。同时还要发展与试验相 关的计算技术 。当然 , 模拟和仿 真是地面和飞行试验的补充 , 而不是替代它们 。式 : 飞行器将从跑道上水平起飞或由专用的大型运输机挂载空中 投放 , 然 后 自 主 加 速 到 马 赫 数10 , 同时爬升到 40 000m 的高度 , 然后关闭发动机 , 依靠惯性向上 冲跃滑翔飞出大气层 , 向前飞行 同时回落

14、到大气层后发动机将短时重新起动 , 使飞行器加速并爬 升完 成 下 一 周 期 的“冲 跃 ”方 式正弦波飞行轨迹飞行 。 助推 火 箭 辅 助 起 动 飞 行 方式 : 通常使用固体燃料助推火箭来完成初始阶段的飞行 , 以达到 起动吸气冲压发动机工作所需要 的速度和高度 。目前提出的高超声速飞行器 概念 , 按功能分主要包括水平起降航天运载器 、高超声速巡航导 弹 、高超声速飞机和空天飞机等 几种 。在民用航天方面 , 人们最关 心的是将高超声速飞行器研制成空天飞机 。美国前总统里根当时 曾提出 , 要在 20 世纪末 研 制 出 速度 达 马 赫 数 25 的 东 方 快 车 , 将把从华

15、盛顿到日本的常规商务 飞行的时间由现在的 18h 缩短到近 2h 。 在研究节省能源和低发射成本航天方面 , 高超声速飞行器和 火箭可组成两级模式 , 高超声速 飞行器作为运载火箭可重复使用的第一级时 , 它先按执行远程飞 行方式进行加速与爬升 , 但当它 接近最高速度和最高飞行极限高 度 时 释 放 携 带 有 效 载 荷 的 第 二 级 , 第二级点火并携带卫星或其它有效载荷进入轨道 , 与此同时 高超声速飞行器返回地面并作常希望制造成一种大型运输机 。它比其它飞机运载的有效载荷多 、 飞得远和飞得快 , 从而使它成为 一种极具吸引力的运输工具 , 而 且为再次飞行所需的准备也大大 简化

16、。在军用方面 , 高超声速巡航导弹具有极高的军事应用价值 。 高超声速巡航导弹可用于进行远 程精确打击 。高超声速巡航导弹 飞行 高 度 高 、速 度 快 、机 动 性 好 , 目前的防空武器都不能对其进行有效防御 。 在各种高超声速飞行器中最有发展前景的是空天飞机 。 空天飞机是航空航天飞机的简称 , 又称跨大气层飞行器 。空天飞 机 集 航 空 、航 天 技 术 于 一 身 , 兼有航空和 航 天 两 种 功 能 , 既能完成民用航空航天任务 , 又 能执行多种军事航空航天任务 , 是一种具有广阔发展前景的载人航天兵器 , 将为未来战争带来重 大变革 。空天飞机的概念于 20 世纪80 年

17、 代 初 提 出 。随 着 空 间 活 动 的增加特别是载人航天的发展 ,一次性使用火箭 、飞船和航天飞 机的高额发射费用日益成为大规 模开展空间活动的“瓶颈”, 需要 一种既能像普通飞机一样起降又 能往返于天地之间的经济 、安全的飞行器 , 这就是空天飞机 。20 世纪 80 年代初 , 美 、苏 、 英 、法 、德 、日 、印 等 国 都 把 探 索与发展空天飞机作为航空航天 技术领域的一个重要目标 , 在世界 上 掀 起 了 发 展 空 天 飞 机 的 热 潮 。其中最著名的空天飞机方案29 3 高超声速飞行器种类及应用前景目前提出的高超声速飞行器 概念 , 按飞行方式分类可以分为复合动

18、力方式 、单动力或复合动力“冲跃”方式 、助推火箭辅助起 动飞行方式 。复合动力方式 : 在初始阶段采用涡轮发动机 , 当高超声速飞 行 器 的 速 度 达 到 两 倍 声 速 左 右 时 , 涡轮引擎暂停运转 , 吸气式 冲压发动机利用大气中的氧气燃 烧推动飞行 。当高超声速飞行器的速 度 达 到 10 倍 或 15 倍 声 速 时 , 就开始转而利用火箭推动系飞航导弹2004 年第 5 期桑格尔 ( Sanger) 。经历 了 一 段 时 间 的 低 谷 之 后 , 空 天 飞 机 又 重 新 得 到 了 重 视 。当前 , 美 、俄 、日和印度等 国正在实施空天飞机计划或与研 制空天飞机

19、密切相关的重复使用 运载器技术发展计划 。开始了高超声速飞行的相关技术的研究与探索 , 并且提出了一系 列的高超声速飞行器发展计划 。1983 年 美 国 空 军 与 美 国 宇 航局联合提出了一项耗资 30 亿 美元 、历时 10 年的国家 空 天 飞 机 ( NASP) 计 划 。它 是 一 种 吸 气式单级入轨空天飞机 , 其目标是 通过研制可在地球低轨道飞行 、 像飞机一样在跑道上起降的高超 声速技术验证机 X230 , 掌握发展 空天飞机的关键技术 , 然后研制实用型空天飞机 。X230 最 终 由 于 燃 料 储 存 箱 技 术 不 过 关 而 试 飞 失 败 。当 NASP 计

20、划 于 1994 年 被 取 消 时 , 获得了两条教训 。第一个也是最重要 的 认 识 是 : 在 建 造 像 X230 这样的飞行器之前 , 必须在超燃 冲压发动机推进系统 、材料 、其 它系统及热管理等方面做大量的 研究工作 。虽然 NASP 最终被取消 , 但 NASP 大大推动了高超声速技术 的发展 。通过试验设备的大规模 改造和一系列试验 , 仅美国宇航 局兰利中心就进行了包括乘波外形一体化和超燃冲压发动机试验 在内的近 3 200 次试验 。通过这 些试验掌握了大量的数据 , 从而 为实际飞行器的工程设计打下了 牢固 的 技 术 基 础 。美 国 空 军 在1994 1996 年

21、期间完成的一系列 关 于 未 来 军 事 装 备 的 研 究 报 告 中 , 均建议把空天飞机作为此后 二 三 十 年 最 重 要 的 武 器 装 备 之 一 。美国军方也提出了高超声速 飞行器计划 。美国国防高级研究fordable Rapid Response Missile Demonstrator , ARRMD ) 计 划 , 预 计于 2004 年进入工程 制 造 研 发 阶段 , 2010 年开始装备部队 。该 导弹采用高升阻比的乘波外形 , 由 空 中 或 者 水 面 和 水 下 舰 艇 发 射 , 发动机采用碳氢燃料 , 飞行 马赫 数 6 8 , 发 射 质 量 910 1

22、 030kg , 射程 740km 1 110km ,命中精度 9m 。1998 年 9 月 , 美国海军提出 要发展马赫数为 6 的高超声速巡航导弹 , 以便为海军提供快速打 击远程目标的能力 。并提出了一 个 高 速 打 击 导 弹 ( High Speed Strike Missile , HISSM) 计划 , 计划 研制的导弹巡航马赫数为 6 , 最大马赫数为 8 , 射程 1 100km , 战 斗部利用动能可以侵彻 5m11m 的混凝土 , 计划于 2004 2008 年 进行工程研制 , 2010 年达到初步 作战能力 。美国空军还在实施高超声速 巡 航 导 弹 的 高 超 声

23、 速 技 术 ( HyTech) 计划 。计划研制的导弹 的命中精度在 9m 以内 , 其制导 方式为惯性制导 + 全球定位系统( INS/ GPS) , 发射平台为轰炸机 、 战斗机或舰载垂直发射系统 , 巡 航 马 赫 数 为 8 , 飞 行 时 间 约12min , 射程为 1 400km 。计划于2003 年 底 在 阿 诺 德 试 验 中 心 完 成全尺寸的地面试验 , 2007 年完成样弹的飞行试验 , 2010 年完成整个计划 。 在发 展 高 超 声 速 导 弹 的 同时 , 美 国 也 在 研 究 高 超 声 速 飞机 , 尤其是高超声速轰炸机 。目 前波音公司 、洛马公司和

24、诺格公飞航导弹2004 年第 5 期4 国外高超声速飞行器发展动态高超声速飞行器是 21 世纪 世界航空航天事业发展的一个主要方 向 , 在 未 来 的 军 事 、政 治 、 经济斗争中将发挥重要的战略作 用 。目前 , 美 、俄 、法 、德 、日 、 印等国都在进行这方面的研究 , 但还未研制出实用型的高超声速飞行器 。 各国在高超声速飞行技术的研究过程中 , 一方面致力于地面 试验与模拟设备与技术以及计算 技术的研究 , 另一方面又特别重视飞行试验 。因为地面试验与模 拟及计算不可能完全解释高超声 速飞行中的各种独特气动力和气 动热现象 。推进技术是实现高超 声速飞行的瓶颈之一 , 同时高

25、超声速飞行器发动机几乎涉及到所 有高超声速飞行器设计过程中所 包含的关键技术 , 如气动力与气 动热 、材料与结构等 。利用飞行 试验可以获得大量真实飞行条件下的数据 , 可以对发动机进行地 面试验无法替代的空中试验 , 同 时还可以对高超声速飞行器的飞 行控制进行试验 。财力雄厚 、技 术先进的美国建造了一系列用于高 超 声 速 飞 行 试 验 的 试 验 飞 行 器 , 如 X230 、X233 、X234 、X24330 维进气道 。D22 飞行器由马赫数1 . 7 、飞 行 高 度 12km 的 飞 机 发 射 , 然后由火箭加速 。D22 飞行 器的飞行马赫数为 2 . 56 , 飞

26、行 高度 为 15km 30km , 用 降 落 伞 系统回收 。俄罗 斯 还 在 研 制 IGLA ( 针 )高超声速试验飞行器 , 飞行马赫 数 6 14 , 全 长 7 . 9m , 翼 展3 . 6m 。氢 燃 料 发 动 机 由 3 个 模 块组成 , 总长 1 . 9m , 质量 200kg 。 该飞行器类似于美国的 Hyper -X , 主要用来研究机体/ 推进一体 化 、结构防热 、飞行动力学 、计 算流体动力学等一系列重大技术 问题 。俄罗斯中央航空发动机研究院与 格 罗 莫 夫 试 飞 院 将 于 2004 年 开 始 进 行 高 超 声 速 飞 行 器 GLL231 的

27、首 次 飞 行 试 验 。目 前 合作双方正进行试验型高超声速 冲压喷气发动机的试验台试验 。 GLL231 主要用于进行马赫数 28 . 5 、14km32km 高度的飞行试 验 , 以试验碳氢燃料超燃冲压发 动机 。除 了 美 、俄 之 外 , 法 、德 、日 、印等国长期以来也一直致力 于 高 超 声 速 飞 行 技 术 的 研 究 工 作 , 并 取 得 了 一 些 阶 段 性 的 成 果 。与国外相比 , 我国的高超声速飞行技术有一定的差距 , 但是 有关方面的专家学者对高超声速 飞行技术也非常重视 , 并且进行 了多 年 的 跟 踪 , 作 了 许 多 的 工 作 。(下转第 54

28、 页)为了进一步发展高超声速飞机技 术 , 在 NASP 计 划 取 消 后 , 美 国 宇 航 局 提 出 了 一 项 规 模 比 NASP 相对小一些的高超声速飞 行 ( Hyper2X) 试 验 计 划 , 即 小 尺 寸 的 高 超 声 速 飞 行 试 验 验 证 机( X - 43) 计划 。小尺寸飞行器 X243 长 3 . 6m , 宽 1 . 5m , 计划进行 飞行 高 度 为 29km 36km 、马 赫 数分别为 5 、7 、10 的飞行试验 。 第一次飞 行 试 验 于 2000 年 6 月 进行 , 马赫数为 7 , 试验目的是验证双模态超燃冲压发动机 、一 体化防热

29、结构和材料 , 以及重复 使用技术 。这是航空史上以吸气 式发动机为动力的首次高超声速 飞行器试验 。为了发展先进空间飞行器 , 美 国 实 施 了 先 进 空 间 运 输 计 划 (ASTP) , 以研究单级入轨技术 。 该计划用先进的火箭/ 冲压组合 循环一体化发动机 , 通过基于火箭 的 组 合 循 环 ( Rocket - Based Combined Cycle , RBCC) 技术加速 飞行器 , 并使其 进 入 地 球 轨 道 。 其中 , 装在函道内的加气补燃式 火箭用于起飞和低速飞行阶段 ,冲 压 式 喷 气 发 动 机 用 于 马 赫 数2 . 46 的飞行阶段 , 超燃冲

30、压发 动机用于马赫数 68 、飞行高度42km 的 飞 行 阶 段 , 常 规 火 箭 用 于马 赫 数 大 于 8 的 高 空 飞 行 阶段 。通 过 这 一 计 划 , 到 2025 2030 年左右 , 将使低轨道发射的 价格降低为原来的 1/ 100 , 即达 到 100 美元/ 0 . 45kg , 同时可靠性 提高 100 倍 。该技术目前已取得重大进展 , 美国宇航局正在选择 用于试飞的飞行器 , 预计于 2005飞航导弹2004 年第 5 期使用运载器发展计划 , 研制以火箭 发 动 机 为 动 力 的 单 级 入 轨 ( SSTO) 航 天 运 载 器 。美 国 宇 航 局研

31、制了缩比的演示验证机 X233 , 原计划于 1999 年试飞 , 并且 于 2000 年做出是否研 制 实 用 型 重复使用运载器冒险星 ( VentureStar) 的 决 定 , 预 计 2010 年 前 后 冒险星可能会投入实用 。由于结 构问题 , X233 的试飞被无限期推 迟 , 预计在 2004 年会进行试飞 。 为了进一步减小 X233 验证机的技术风险 , 降低研制成本 , 美国 宇航局还在实施 X234 试验计划 , 用于验证 X233 所需的风险较大 的技术 , 如热防护系统 、复合材 料结构和新的综合电子设备等 。这些技术发展将直接为研制空天 飞机奠定基础 。美国在高

32、超声速飞行技术领 域经历了一系列挫折后 , 基本确 立了首先发展高超声速巡航导弹再转入到无人机与天地往返系统 的总体发展思路 。长期以来俄罗斯以及前苏联 都在高超声速飞行技术领域开展 了不懈的努力 。自 1991 年以来 ,俄罗斯曾进行过 5 次轴对称发动 机飞行试验 , 发动机长 4 . 3m , 质 量 593kg , 由 SA25 地 空 导 弹 发 射 。5 次试验中 , 除第 3 、4 次出 现过电子 、机械故障外 , 其余 3次都十分成功 。 为了研究更接近于实际的飞行器布局 , 俄罗斯研制了先进的 彩虹 ( RADUGA) 高超声速试验飞 行器 ( D22 飞 行 器 ) , 它

33、 是 用 长11 . 3m 、直径 0 . 9m 、翼展 3 . 6m 的SA24 导 弹 改 装 的 , 射 程 为31 这种多波束系统是利用多波束网络 ( 如巴特勒矩阵网络) 或多束透镜 ( 如罗特曼透镜) 在空间形成 多个独立的相互邻接的高增益波束 。多波束天线的优点是 : 每个波束都具有天线阵 孔径的全部增益 ; 能覆盖很宽的扇面和频率范围 ; 能以很高的角分辨力不间断地进行空间扫描 ; 当每 个阵元前面加装一个独立的低功率微波放大器时 ,该阵列就能产生巨大的有效辐射功率 , 因而可以用 最有效的抗干扰功率对付干扰威胁 。2 . 3 毫米波对抗技术毫米波波段通常是指波长为 10mm1m

34、m ( 相应 频率为 30 GHz300 GHz) 的无线电波段 , 其下限与厘米波相邻 , 上限与光波相邻 。由于毫米波具有窄 波束 、低旁瓣 、高定向性 、宽频带和抗干扰能力强 等优点 , 特别是象频率捷变 、脉冲压缩 、频率分集 技术等在毫米波雷达中得到广泛应用 , 使毫米波雷 达有更强的抗干扰能力 。2 . 4低截获概率技术 采用编码扩谱和降低峰值功率等措施 , 将雷达信号设计成低截获概率信号 , 使侦察接收机难以侦 察 , 甚至侦收不到这种信号 , 从而保护雷达不受电 子干扰 。2 . 5稀布阵综合脉冲孔径技术 这是一种在米波段采用大孔径稀疏布阵 、宽脉作频率多 、信号截获概率低等优

35、点 , 是一种反干扰能力强的新雷达体制 。2 . 6无源探测技术这是一种自身不发射信号 、靠接收目标发射信 号来发现目标的一种探测技术 。因此 , 它既不会被 侦察 , 也不会被干扰 。3 结束语当前 , 以电子信息技术为代表的军事高技术 , 使现代战争面貌发生了空前巨变 , 也引发了整个军 事领域的深刻变革 。安国之道 , 先戒为宝 。我们要 认真贯彻落实新时期军事战略方针 , 有重点地发展军事高技术 。世间没有攻不破的盾 , 也没有无坚不 克的矛 , 雷达对抗就是攻防双方的对抗 , 也遵从着 这个道理 。因此只要我们找到对方的弱点 , 采取积 极的对策 , 就能够掌握雷达抗干扰的主动权 。

36、参考文献周一宇等 . 电子战原理与技术 . 北京 : 国防工业出版社 ,1999王小谟 . 雷达与探测 . 北京 : 国防工业出版社 , 2000 总参军 训 部 . 军 事 高 技 术 知 识 教 材 . 北 京 : 解 放 军 出 版 社 , 1997123(上接第 31 页)(6)Hicks J . W. Trippensee . G. NASA Hypersonic X2Plane flight development of technologies and capabilities for the 21st century access to space NASA Dryden Fl

37、ight Research Center.Calhoun. P. An entry flight controls analysis for a reusable launch vehicle AIAA2200021046 38th Aerospace Sciences Meet2 ing & Exhibit .Davidson. J ; Lallaman. F ; MCMinn J . D. and J . Martin. Flight control laws for NASAs hypersonic2X Research vehicle AIAA29924124.参考文献黄志澄 ,仇强华

38、 . 高超声速技术发展展望 . 863 航天技术 通讯 , 1996 (7)刘陵 ,刘敬华 . 超音速燃烧与超音速燃烧冲压发动机 . 西安 :西北工业大学出版社 ,1993黄志澄. 高超音速飞行 人类新世纪的追求 . 航空知 识 , 2002 (12)关世义 . 美国新一代 X2飞行器一瞥 . 飞航导弹 , 2002 (1)2026刘桐林 . 美国超2X 计划与 X243 试飞器. 飞航导弹 , 2002 (5)刘桐林 . 国外高超声速技术发展探析 . 飞航导弹 , 20027128394510 Murphy. K. J ;Nowak R. J . X233 Hypersonic aerodynamic char2acteristics AIAA29924162.654 飞航导弹2004 年第 5 期