高超聲速飛機機載作動系統發展分析

李洋，成超乾，陳龍，焦宗夏

1.北京航空航天大學，北京 100191

2.流體動力基礎件與機電系統國家重點實驗室，浙江 杭州 310027

3.北京航空航天大學 飛行器控制一體化技術重點實驗室，北京 100191

4.中國航空研究院，北京 100012

高超聲速飛機通常采用吸氣式組合動力在臨近空間長時間高速巡航飛行，能實現快速突防和運輸，具有獨一無二的軍事、社會和商業價值，是近年來全球航空航天強國必爭的技術高地。寬域飛行控制是高超聲速飛機的關鍵技術之一，是保障高速穩定飛行的核心，作動系統是飛行控制的執行層，是飛控信息與能量交互的樞紐。

飛機舵面作動系統需要能源供給，一般是從發動機提取機械能轉化為液壓能，由遍布機身的管路輸送到各個作動單元，再轉化為機械能驅動負載。液壓系統在向高壓化發展，在同等功率需求下減小流量及相應元件的尺寸以提高功重比，但壓力升高后泄漏量增大，造成系統效率下降，也會增加系統發熱。由于液壓系統在效率、可靠性與維修性上存在短板，目前國內外飛機也在逐漸向多電化發展，以電能代替液壓能進行能量傳輸，并在負載本地以電作動器驅動，整體上實現了減重增效。但液壓管路被取消后，作動系統失去了通過介質循環進行傳熱、均熱的能力，增加了末端器件超溫失控的風險。因此，傳統液壓和電作動各有優劣，成熟方案不能簡單移植，高超聲速飛機需要根據自身特點探索適合的作動方案。

本文圍繞高超聲速飛機任務與平臺特點，對其飛控作動系統的技術挑戰進行分析，并從現有高速飛機已公開的設計方案中梳理出相關技術的發展現狀，結合高超聲速飛機需求，展望了未來發展方向。

1 高超聲速飛機作動系統面臨的挑戰

1.1 高超聲速飛機特點分析

高超聲速飛機飛行速度大于Ma5，飛行高度大于25km，具備長時間高速巡航飛行的能力，可水平起降、重復使用，并可搭載特定任務載荷，其典型飛行包線如圖1所示[1]。

圖1 高超聲速飛機典型的飛行包線Fig.1 Typical flight envelop of a hypersonic aircraft

為滿足高速飛行的氣動與結構要求，高超聲速飛機目前可分為鐘形體布局、乘波體布局、翼身融合布局等布局形式，其共同特點是具有大長細比機身（見圖2），大后掠小面積單薄機翼，部分試驗型號采用飛翼布局，另有部分試驗型號具有單垂尾。

圖2 歐洲LAPCAT高超聲速飛機氣動外形[2]Fig.2 Outline of LAPCAT hypersonic aircraft[2]

動力方面，為滿足寬速域、大空域的飛行需求，水平起降高超聲速飛機通常采用渦輪基組合循環（TBCC）發動機，如圖3 所示。其由渦輪發動機與沖壓發動機進行組合，低速段（Ma0～3）渦輪發動機工作，高速段（大于Ma3）沖壓發動機工作，為高超聲速飛機提供飛行動力[3]。

圖3 TBCC組合發動機Fig.3 Turbine-based combined combustion (TBCC) engine

1.2 作動系統面臨的熱環境挑戰

高超聲速飛機高速飛行時面臨的首要挑戰是氣動熱問題，當飛機以超過Ma5的速度在臨近空間長時間巡航時，機體溫度能達到500～600℃，機翼前緣溫度可達800℃以上，機頭前緣溫度達1000℃以上，熱流密度超過1000W/cm2[4-6]。為了保持飛機整體結構承力，需要在不同區域采用相應的熱防護措施，但仍難以避免外部熱流進入機體內部，從而對作動系統產生影響。

高溫環境對作動器機械部分的影響主要在傳動介質及其密封上。傳統的航空用液壓油正常工作在100℃以內，資料顯示，美國高溫航空液壓油MIL-H-27601A 正常工作溫度為-40～280℃，短時可達到340℃[7]。國內尚無相關材料的公開應用信息。密封方面，常規橡膠密封材質的耐溫能力在120℃以內，高溫密封則需要通過填料密封與機械密封相結合，最高工作溫度可超過400℃。此外，作動器的伺服控制器包含電子器件，而標準軍用電子器件的適用溫度最高為125℃。綜上，機體及翼面的高溫環境對作動系統的可靠運行會造成較大影響。

1.3 高超聲速飛機的供能挑戰

作動系統必須依賴機載能源供給能量，機載能源又稱二次能源，包括電能、液壓能、氣壓能等形式，其中電能和液壓能是從發動機的附件機匣提取的機械能轉化而來的，是作動系統的主要供能形式。對于高超聲速飛機而言，發動機處于沖壓工作模式時，無機械軸功輸出，現有飛機直接取機械能的方式不再適用，必須探索新的能量轉化方式為作動系統供能。

近年來，大量學者進行了探索研究，提出了基于朗肯循環、布雷頓循環、磁流體、燃料電池等技術的能源生成方式[8-10]，發電功率理論值可達MW級，但技術成熟度與實際應用還存在一定差距。能源生成的動態特性也缺乏驗證，組合動力模態轉換階段能源供給能否滿足負載需求也未明確。

1.4 高超聲速飛機的空間布局挑戰

高超聲速飛機通常采用大后掠單薄機翼，其厚度僅有百毫米量級，且為了減小阻力，力求避免采用在常規飛機作動布局上通用的鼓包結構，而電作動器通常比傳動的液壓作動器重量和體積更大，更加難以適配薄機翼上的舵面局部空間。

高超聲速飛機需要在起降時驅動起落架收放，在飛行時需要驅動載荷艙門快速啟閉，這些艙室及相應的作動系統布置于狹長的機身中（見圖4），面臨大功率下如何縮小重量和體積的困難，異型空間也對傳動機構的設計提出了挑戰。

圖4 美X-43A尾部舵面作動及其控制器布置Fig.4 Actuation system configuration of X-43A

2 作動系統的發展現狀

2.1 作動系統的多電化

多電化作動是以電作動代替全部或部分液壓作動，能源則由電能取代原來的液壓能，帶來的收益有節省燃油、降低維護要求、提高飛機平均無故障時間等[11-12]。高性能電作動器是支撐作動多電化的核心部件，電作動器有多種類型，主要有電靜液作動器（EHA）、機電作動器（EMA）、電液備份作動器等，其重量、體積與力、功率比值對比如圖5所示。多電化是從20 世紀90 年代開始發展的技術，因此目前電作動主要應用于最新的飛機型號，如波音787 水平安定面、中間擾流板采用了EMA 作動器，空客A350 在升降舵、方向舵和內側副翼上采用了傳統液壓作動器與EHA 異構驅動的方式，F-35戰斗機則在主飛控上全部采用EHA作動方式[13-14]。

圖5 電作動器的重量、體積與力、功率比值對比[15]Fig.5 Comparison between electrical actuators weight,volume, force, and power[15]

從圖5 可以看出，不同類型的電作動器的功重比隨功率等級變化，具有各自的優勢區間。EHA由于仍保留了液壓作動筒，可以像傳統伺服作動一樣在發生故障時進行隨動，而EMA若發生卡死，將難以實現舵面的隨動恢復，這也是EMA 應用于主飛控的重要技術障礙。對于高速飛行器而言，目前已開展飛行驗證的多為小型飛行器，試驗次數少、飛行時間短，故障暴露的可能性較低。因此從公開資料來看，美國的X-37 到X-43 之間多個高速飛機型號均采用EMA 作動器的方案，如圖6 所示[16-18]。但未來若開展大型長航時高超聲速飛機研制，作動方案應該采用EMA、EHA或傳統液壓伺服作動中的哪一種，仍需進一步研究。

圖6 X-43A上采用的Moog公司的EMA[19]Fig.6 Moog company’s EMA adopted on X-43A[19]

2.2 作動系統的高壓化

液壓系統壓力升高，傳輸同樣的功率可降低系統流量需求，提高作動筒單位面積出力，進而減小液壓元件的體積和重量，因此液壓系統高壓化符合高超聲速飛機對功重比的極致要求。美國海軍在F-14 戰斗機上進行了壓力分別為21MPa （3000psi）和56MPa（8000psi）機載液壓系統的對比研究，結果表明，56MPa 比21MPa 的機載液壓系統重量減輕30%，體積可縮小40%。從機載液壓系統發展趨勢來看，壓力體制持續提升（見圖7），目前最新的量產飛機型號液壓系統額定壓力已達35MPa。

圖7 機載液壓系統壓力體制發展Fig.7 Evolution of aircraft hydraulic pressure

SR-71與“協和”號客機是目前已知的采用全套液壓作動的高速飛機，雖兩個型號均已退役，但與其同期型號相比，其液壓系統壓力均高出一個層級，SR-71的最大飛行速度超過Ma3，空重約為28t，液壓作動系統供油壓力為22.4MPa[20]。“協和”號客機最高速度超過Ma2，空重約為78t 壓力體制的F-22 早首飛30 年，在當時取得了液壓元部件減重25%、管路附件減重22%、介質減重8%的收益[21]。

值得注意的是，由于壓力升高后，負載前后壓力損失增大，產熱量隨之增大，而流量需求減小，導致管徑變細且元件表面積變小，系統散熱能力下降，存在熱失效風險，需要強化熱綜合設計。

2.3 新材料的應用

近年來，新材料在航空中的應用日益增多，如飛機發動機中陶瓷基非金屬輕質材料的應用、機體中碳纖維材料的大面積應用等，均是以減重增效為目標。探索研究新材料的應用，可進一步提高高超聲速飛機作動系統的功重比。近幾年，歐美將輕量化作為下一代產品的重要考核指標，美國流體動力協會確定的技術路線圖將降低重量、提高功重比作為下一代液壓系統性能提升的關鍵路徑[22]。由于作動系統存在高壓的運動摩擦副，因此采用碳纖維等復合材料時會面臨高精度控形控性、結構工藝一體化設計等多項挑戰。

德累斯頓工業大學的輕量化工程與聚合物技術項目研制了碳纖維復合材料（CFRP）液壓缸，采用預埋金屬螺紋結構解決連接問題，提出凝膠內襯層方案解決多種材料熱膨脹系數差異分層問題。薩克森州輕量化中心基于此技術制造的CFRP液壓缸樣機，替代客機前起落架作動筒，測試壓力最高達到 21MPa，較原型減重約30%[23]。

國內，北京航空航天大學基于雙出桿液壓作動器，設計了75mm 直徑的適應纏繞成形工藝特點的復合缸筒結構，試制了鋁合金內襯的CFRP缸筒樣機（見圖8），達到了額定21MPa、最高31.5MPa的工作壓力，減重效果明顯[24]。

圖8 CFRP作動筒樣機Fig.8 CFRP actuator prototype

目前，新型材料作動器僅有部分面向通用工業的貨架產品，尚未在航空領域開展應用，主要是由于技術還沒有完全成熟，無法滿足航空機載嚴酷條件下的高可靠、高安全要求，尚需經過長時間的工業應用進行檢驗與迭代完善。

2.4 作動系統的熱管理

傳統飛機上的液壓作動系統通常采用液壓/燃油換熱器進行冷卻，全機液壓循環還會產生均熱效果，基本能滿足冷卻需求。F-35應用EHA作為主飛控后，發生過因作動器過熱而導致功能失效的事故[25]。就高超聲速飛機而言，由于作動器布置在機翼舵面附近，靠近外部環境，存在熱失控超溫風險。

目前，高超聲速技術驗證飛行器在大氣層內的飛行時長較短，為解決作動器的熱問題，一般以被動熱防護為主、主動熱管理為輔。熱防護主要是采用一些隔熱手段，將外部熱隔離在作動器艙室之外。如美國X-38 采用金屬橡膠條密封舵面與舵機艙之間的縫隙[26]，SR-71 系列飛機則在升降舵艙內壁和發動機與作動器艙室之間布置了泡沫橡膠、玻璃布、石棉板等隔熱層[27]。主動熱管理則是引入外部冷卻液或冷空氣等介質，對作動器艙室進行主動降溫，如美國的D-21 超聲速無人機，采用直徑在10mm 左右的冷卻管，對作動器艙室噴射冷卻介質（見圖9），在必要的時候對舵機各個部件進行主動降溫[28]。

圖9 D-21升降舵艙冷卻管布置Fig.9 Cooling tube of D-21 elevator cabin

3 高超聲速飛機作動系統發展展望

高超聲速飛機正向著更大起飛重量、更長飛行時間以及更復雜的飛行任務發展，負載數量增多，功率等級大幅提高，受到熱、能源和結構的約束更強，作動系統的方案復雜性將遠超現有小型驗證機采用的方案。

3.1 多電化的能源架構

從目前面向組合發動機的機載能源提取方式研究來看，由于沖壓段能源的生成與轉化形式均為機械能或熱能向電能轉換，因此高超聲速飛機的主能源形式是電能，多電化不僅是系統減重增效的優選方案，而且是為適應飛機動力而被動采用的方案。由于僅作動系統的功率需求就將達到幾十千瓦量級，也無法單純依賴蓄電池供電，必須采用大功率在線發電方案為包括作動系統在內的機載系統供能。

目前，電作動器的功重比正逐漸提升，但與傳統的液壓作動器相比仍存在差距，尤其是在單薄機翼的舵面作動、機身載荷艙門的大功率瞬時作動上，尚難以找到可行的電作動器方案。因此，未來的高超聲速飛機仍會為了部分特殊負載的作動需求，而采用液壓供能的方式。能源架構將以電液混合的形式發展，即以電能作為主能源形式，液壓能作為局部特殊負載的能源形式，大功率的電機泵作為電液能量轉化節點，需要考慮源荷匹配設計，從功率等級、轉換效率、動態響應、重量、可靠性等維度對能源架構拓撲進行優化，構建系統優化配置策略。

3.2 高峰值功率作動的能量管理

高超聲速飛機能源需求量大，國內外研究機構普遍評估其機載能源需求達到MW級，執行任務追求“速戰速決”，任務窗口小，能量釋放密度大、峰值高。如按照峰值功率包絡進行能源設計會帶來重量體積超出平臺承受極限的問題。因此，能源系統必然需要通過“零存整取”的儲能方式，在保障瞬態高峰值需求的同時，降低裝機功率的設計。

此外，電作動存在四象限工作狀態，會對電網造成饋能沖擊，拉低電網品質，嚴重影響電網及其他負載的安全，而采用現有電作動上常用的耗能電阻方案，則將所有饋能轉化為熱，加劇了高超聲速作動的熱矛盾，因此有必要研究將電作動回饋的能量進行存儲的方案，以減少發熱。對于高超聲速飛機來說，由于能源生成受組合動力工況變化影響較大，需要儲能環節大幅提高電網容性以平抑波動，因此儲能重要性更加凸顯。目前鋰電池的安全性已在部分多電飛機上得到了驗證，但是鋰電池的比功率有限，對電作動雙向能流的快速變化響應能力不足，因此有必要研究電池、超級電容及其他儲能形式組合的方案及其充放管理策略，綜合各種儲能的比能量與比功率優勢，以滿足在高低頻功率波動下的電網穩定需求。

3.3 作動系統的熱管理

未來熱管理系統設計將從整機層面進行全局設計，作動系統的熱管理需要融入整機熱管理體系，艙內環境溫度控制能力會影響作動器耐熱上限指標，因此作動系統熱管理需要解決兩個問題：一是如何與全機熱管理架構融合；二是如何滿足本地溫度不超限的要求。

在全機熱管理整體架構方面，以機載燃油作為主要熱沉，通過蒸發循環將作動系統液冷循環中的熱量傳至燃油。蒸發循環系統通過節流閥和電動壓縮機的主動溫度調節，控制燃油換熱溫差，提高燃油熱沉利用率，液冷循環通過冷卻液循環泵對作動器各元件進行溫度控制。對于本地局部的熱管理，作動系統中末端的主要產熱部件如驅動器、電機、閥等，通過設計局部液冷散熱器與熱源進行連接，如對驅動器、閥等表面熱分布較為均勻的元件設計單邊液冷管殼式散熱器與液冷循環連接。電機發熱集中于線圈、軸承等內部元件，可考慮設計嵌入式液冷循環散熱器與產熱元件連接。針對峰值功率較大、散熱能力不足的問題，可考慮增加儲熱元件，如通過相變材料儲熱、局部噴霧冷卻等方式，提升峰值溫控能力。

3.4 靈巧化新原理作動

目前的飛機作動以直線機械作動為主，必須附加搖桿、耳環等結構將直線驅動轉化為旋轉驅動。由于高超聲速機體空間布局受限，且飛機飛行跨越多個空域、速域，每個速域下最優氣動外形均不同，因此目前也有大量學者對高超聲速的變體結構設計開展研究，但變體驅動的方式一直是難以逾越的技術障礙。

對于輕薄機翼的驅動，美國X-43采用將作動器內埋在緊鄰舵面的機身內的方式，由于機翼面積小，動壓載荷小，作動器可以滿足需求。但對于大載荷作動，為使力臂加長后不產生干涉，必須增大作動器艙容積，降低系統功率體積比。若采用葉片馬達形式進行直接旋轉驅動，則可縮小力矩產生空間，尤其是舵面行程范圍較大時，具有明顯的布置優勢，如圖10所示。

圖10 葉片馬達的空間布置優勢Fig.10 Configuration advantage of vane actuator

對于機翼的連續變形驅動，如形狀記憶合金（SMA）等新材料的應用，也是潛在的靈巧化作動的技術路徑。SMA具有較大的恢復應力和恢復應變，且彈性模量較高，對抗壓力、拉力、剪切載荷具有相同的阻尼系數，使得它較其他的傳統阻尼材料更有優勢且更易于應用于結構中。

4 結論

本文通過對高超聲速飛機特點的分析，總結了其作動系統面臨的技術挑戰，并基于對高超聲速作動技術發展現狀的梳理，給出了對未來新技術發展重點關注的方向建議。主要結論如下：

（1）未來高超聲速飛機作動能源架構為電液混合形式，以電能為干網能源形式，供給全機負載，以液壓為子網能源形式，供給需要超高功重比的局部負載作動。

（2）熱管理是保障作動系統的重要基礎條件，除了防護作動器不受外部高氣動熱的影響，還必須考慮作動器自身發熱的控制，解決“內外共熱”問題。

（3）能量管理是作動系統的重要組成部分，在設計階段，通過儲能形式降低裝機功率；在運行階段，通過“慢充快放”的管理策略支撐瞬態高峰值功率作動需求。