《通向马赫数10之路》

通向马赫数10之路：X一43A飞行研究计划的经验教训

概述：

本书讲述了X-43A项目研制过程中的经验教训，从项目起因、初步设计、技术开发，一直到试验试飞，以及研究过程中遇到的各种问题及其解决方案。

内容涉及半实物仿真试验、可靠性试验、惰性气体试验、短组合体冷却和净化试验、系统定时试验、布局变更申请、系统试验报告、豁免签发、紧急操作训练、故障模式分析和效果测试、样机研制、推进剂减载、飞行器分离及回收和数据采集等。

同时对首次试飞失败后的事故调查等内容进行了介绍，包括查找问题、分析原因、改进办法，此外还介绍了研制过程中的技术通报会等工作形式。

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第1章 历史回眸

即使把一生都献给天空，也不够研究这如此广袤的对象。我们的后代将会惊异，在他们看来如此简单的知识，现在的我却一无所知。——塞涅卡，《第七册》，公元1世纪。

==1.1超燃冲压发动机的发展历程==

Hyper-X项目的目的是为地面试验提供验证标准。首先，全尺寸的X-43A发动机在风洞中运行试验，然后模拟飞行，并将试验所得数据与发射数据进行比较，如果匹配，未来风洞数据即可成为超燃冲压发动机的可靠设计依据。如果差异明显，则需要查明原因。如果没有获得这些数据信息，超燃冲压发动机就不能够成为在未来太空发射或高速航空器中应用的成熟技术。

吸气式喷气推进的基本概念开始于冲压发动机。

由进气口处的尖锥产生激波，使进入的气流减速到亚声速，进入发动机的高速气流的动能转化为燃烧室的压力（称为压力恢复），然后用一组喷油孔为燃烧室注人燃料，燃料与压缩空气混合后点燃，通过火焰稳定器提供稳定燃烧，产生的热气流通过收缩一扩张型喷管排出，从而产生推力。

设计限制：冲压发动机只有在摄入足够多气流后才能气动，因此携带冲压发动机的飞行器必须拥有另外一个独立的推进系统，这导致的重量增加和复杂性是主要的限制因素。同时冲压发动机飞行器还受高气动热的影响。

解决热问题的一种方就是使燃烧在超声速气流中进行。

韦伯和麦凯最早提出了制造超燃冲压发动机所需的设计要求，涉及使进气道设计压力恢复最大化、燃烧温度效应、喷口速度和扩张比、燃烧区域和冷却载荷、壁面摩擦、喷管压力损失最小化，以及以氢气作为燃料的优点。

1958年，约翰·霍普金斯大学应用物理实验室进行了超燃冲压发动机的首次地面试验。

不同于自带氧化剂的火箭，超燃冲压发动机从大气中获取燃烧所需的氧气。这使得超燃冲压发动机的体积和重量得以减少，同时获得更大的比冲

20世纪50年代末期和60年代初期，美国空军的空天飞机项目首次尝试开发以超燃冲压发动机为动力的飞行器（X-15HRE项目）。

X-15HRE项目历经波折，最终于20世纪70年代左右被取消。该项目中所研究的发动机即使从未被用于飞行，但其价值在”整合一切“方面得到了体现。空天飞机项目和HRE项目为将超燃冲压发动机由理论可能性转化为实际运作的想法提供了许多经验教训。

==1.2机体推进一体化的超燃冲压发动机==

20世纪70年代初，兰利研究中心的研究人员提出一种新的超燃冲压发动机概念，被称为机体推进一体化的超燃冲压发动机。

发动机于机体充分集成在一起，压缩过程将在飞行器前体开始，排气扩张持续到机体末端，这使得发动机可以最大效率地利用气流和排气。

每个超燃冲压发动机模块由进气道、隔离段、燃油喷注器、火焰稳定器和尾喷管构成。

为使空气供应最大化，火箭和传统冲压发动机的标准锥形喷管被摒弃。取而代之的是单壁面斜扩张尾喷管，喷管上表面即为机体后部，喷管的下表面则由周围空气压力构成。除了使排气膨胀的效率最大化之外，单壁面斜扩张尾喷管还减少了飞行器的重量、尺寸、热传递载荷以及发动机的外部阻力。

为使机身一体化的超燃冲压发动机正常工作，前部斜板、发动机、后部排气喷管等每个所有部件必须融为一体。

==1.3美国国家高超声速飞行研究设施(NHFRF)==

X-15项目的结束和升力体项目进展的缓慢使航空研究领域中留下了一段空白。开发新的超声速飞行器对美国空军和NASA都极具吸引力。

FDL（美国空军飞行动力学实验室）和NASA相继提出带有吸气式推进系统的概念飞行器。FDL飞行器注重截击、侦察、进攻等适用于军事目的的设计，而NASA则关注远程超声速巡航飞行器和航天器运载火箭。

1975年12月，即在X-24B的末次飞行后一个月，研人员将目光放到了更大型、更 复杂的飞行器。原先X-计划被摒弃，取而代之的是"美国国家高超声速飞行研究设施（NHFRF）"。

至1977年，HNFRF的情况愈发复杂 ，由于实际需要、过高期待、资金支持等各方面的问题，项目最终被停止。

1946年由X-1的滑翔飞行开启了这一时代，曾广受关注，结束却无声无息，只剩下一个备忘录。

X-24C/NHFRF带来的经验教训是：对于一个项目来说，仅有技术上的可行性往往是不够的（国家需求、商业价值、目标规划、时代考虑）；但项目的数据是有价值的。

==1.4美国国家空天飞机(NASP)==

以超燃冲压发动机为动力的单级入轨飞行器除进入太空外，也可应用于高速运输机、侦察机或攻击飞行器，后两类的应用潜力将美国军方的注意力拉回到超燃冲压发动机。

1986年，美国政府批准NASA和美国空军启动美国国家空天飞机（NASP）工作，该计划迅速成为超燃冲压发动机推进历史上最庞大的开发工作。与20年前的空天飞机一样，这也是一个单级入轨飞行器。

NASP项目的结果包括若干在兰利研究中心进行的小型和大型双模态超燃冲压发动机设计和地面试验，既研究低速的亚声速燃烧冲压发动机，也研究高速的超燃冲压发动机。

研究过程中，大量基础的实验设备被建造，新检测工具被开发，新的复合材料被发展。

将NASP研究变为现实需要NASP在各个学科的技术突破，包括氢“浆”、高级材料、航空电子和控制系统、主动冷却结构。外部因素的限制也让NASP难以取得必要的突破。似乎研究的进展是基于”极其可疑的假设、乐观的结果阐释和随处可见的忽略“。

随着时间的流逝，项目与生俱来的棘手困难日益明显。奋斗八年、耗资24亿美元之后，项目依然没有开发出可行的NASP设计，最终在1994年10月被最终取消。

但也有人认为NASP的主要贡献不是超燃冲压发动机本身呢个，而是计算流体力学代码的发展，还有人看到了NASP在扩展技术基础方面的贡献。

==1.5超燃冲压发动机的发展历程一1958一1994年间被忽略的经验教训==

在美国开发超燃冲压发动机的最初40年中，许多经验教训被人反复忽略。其中包括技术能力与设定目标之间的匹配，可能性与实际之间的沟通，整体缺乏项目目标焦点，社会变化对项目的影响。

早期的开发过程伴随着挫折与失望，却也不乏成就。到20实际0年代中期，积累的大量知识已足以进行超燃冲压发动机设计的飞行试验。

第2章 风凰湿槃

发明飞机不算什么，制造飞机也没什么，飞上蓝天才是一切。——奥托·李林达尔，航空先驱，1848-1896年。

==2.1小尺寸高超声速飞行器==

尽管NASP拒绝了渐进开发计划，但数年来一直有各种缩比方案被提出。其中最雄心勃勃的一个：高超声速空中发射方案，内容是用SR-71支持发射载人飞行器（Ma8~10）。

任务目标是证明超燃冲压发动机可以在不同条件下工作，在机动时可操作，避免出现不起动的情况，测试不同喷注器设计 ，收集高超声速飞行的物理数据，测试隔热系统。

计划几经转折，NASP项目摒弃了制造一个全尺寸、能入轨的X-30的初始计划，取而代之的是一些建立缩比飞行器的想法，力图保住一些高超声速研究道路上的近期目标。
而最后浮出水面的方案是一个虽然经过缩比但依然很大的无人飞行器。该飞行器在形状上与NASP比较像，并由“民兵”弹道导弹发射。

初级弹道导弹发射试验项目被称为高超声速飞行试验(HYFLITE)，并被分为三个阶段：

• HYFLITE I用于研究边界层转捩；
• HY FLTEⅡ则加入发动机流道，从而确定进气道操作和气流特征，验证超燃冲压发动机能够产生推力；
• HYFLITEⅢ用于演示更高速度下的一体化推进系统，产生可克服阻力的推力，测试稳定性和自由飞行飞行器的控制规律。

伴随冷战结束后国防经费削减，HYFLITE计划的寿命也几乎迎来终结。代替HYFLITE I，一个新的计划高超声速系统技术项目（HsSTP）被提出，它注重研究超燃冲压发动机工作有效性“这一基本问题。项目于1995年5月提早结束，并入了如今已被取消的NASP。

自从超燃冲压发动机作为可能的推进系统出现以来，已经过去了40多年，多少的研究和努力都未能证明它是可行的。想要超燃冲压发动机试验飞行成功，需要一种不同寻常的方法。

==2.2戈尔丁法则==

丹尼尔·S.戈尔丁是迄今任期最长的NASA局长，最具争议的是他关于太空任务“更快、更好、更低成本”的方针。

这一方针短暂唤醒了 因预算而停滞的飞过行星研究计划，但是这种概念与生俱来的风险也显而易见 。

NASA开展了一个以戈尔丁“更快、更好、更低成本”方针为指导的小型、短期、低成本、高风险的被称为X-43 A Hyper-X的新研究。

形状源于DF-9马赫10概念飞行器，它是历史上研制的最精巧的试验飞行器之一。

==2.3起源和决定==

一个NASA方案被提出，用第一阶段的设计概念和NASP的数据库来测试缩比体机推进一体化的超燃冲压发动机。

为满足成本需要，首先进行了一些尺寸最小化的工作。

在计划中一共需要执行四次任务各异的飞行。

• 第一次Hypr-X飞行将达到马赫7，以证明超燃冲压发动机能产生克服阻力的推力，而且证明存在正加速度。飞行数据将验证超燃冲压发动机设计工具
• 第二次飞行将测试双模态超燃冲压发动机，发动机先作为冲压发动机工作，进行亚声速燃烧，然后不经任何不稳定状态就过渡到超声速燃烧。
• 最后两次飞行速度达到马赫10。

1997年3月微型飞机公司拿到合同后，设计和制造阶段随之启动。

==2.4从纸上谈兵到初步设计==

NASA内部为Hyper-X项目进行了责任分组。兰利研究中心的责任是整体项目管理和监督。

德莱顿飞行研究中心的责任是在X-43A飞行器、助推器和转接器交货后进行集成和检查。

兰利研究中心、德莱顿飞行研究中心、罗克韦尔国际公司、微型飞机公司和通用应用科学实验室都发挥了各自最擅长的技术，凝聚成一个高度整合的项目小组。

==2.5推进剂减载==

自从1997年3月Hyper-X小组开始工作之后，面临的任务就是将纸上的概念和设计转化为实在的硬件。

其中四个问题最引人注目：推进剂减载、飞行器回收、组合体刚度和分离。

==2.6飞行器回收==

遥测系统可以提供飞行器如何飞行的数据，记录异常事件，但飞行器的飞行后状况检查也具备潜在价值。回收飞行器看起来有很多好处。

最终，由于方案实施的分歧，已耗费的大量研究时间，回收的现时条件以及资金消耗，飞行器的回收被放弃。于此同时被放弃的还有5Ma的飞行试验。

Hyper-X小组意识到要完成项目的目标就必须在马赫7阶段尽可能累积大量飞行时间。飞行计划被修改：头两次在马赫7，证明超燃冲压发动机能产生足够克服飞行器阻力的推力，而且产生正加速度；第三次飞行的最大速度为马赫10。

==2.7组合体频率==

轨道科学公司拿到HXLV运载火箭合同之前，初步设计的结构模拟发现组合体的基础纵向弯曲模态（”组合体频率“）达不到控制系统的设计要求。原始HXLV规定要求弯曲模态大于10赫兹。

X-43A庞大的质量和它置于组合体前方的位置要求结构尽量坚固。X-43A的主要龙骨结构和整个助推器转接器需要用钢而非事先选择的轻量材料制造。

1999年3月，转接器和整套组合体的结构测试在德莱顿飞行研究中心载荷实验室进行，组合体刚度和首个弯曲频率问题得到解决。

==2.8难舍难分==

设计早期的一个迫切问题是在Hyper-X运载火箭燃料燃尽后，使转接器和 X-43A分离。分离时最主要的问题是重心偏移和两飞行器外形的高度不对称性。

桑地亚国家实验室的工程师建议用炸药从中间分开前端转接器，然后以最快速度横向分离“飞马座”。用小型推力器点火，提供将X-43A彻底与“飞马座”分离所需的速度。这一建议被采纳并得到了发展，最终形成了蛤壳式设计+投放夹片。

==2.9最初的汗水—经验总结==

曾经纸上谈兵的Hyper-X已经变成了可行的设计概念，设计中出现的四个问题也得以成功解决。

Hyper-X项目正在走向第一次飞行的征程上。它从来都不是因为精彩而被掌声打断的表演。现在要做的是进行风洞试验、蒙特卡罗分析、计算机流体力学仿真，改进X-43A的基本设计概念、发射方案、分离和自由飞行。

第3章 走向第一次飞行的征途

纸上谈兵往往很容易：阀门不会冻结，陀螺仪不会漂移，火箭发动机不会在眼前爆炸。——米尔顿·W.罗森，火箭科学家，1956年。

完成飞行器各个部分的设计工作之后，接下来的工作是首飞前必须开展的大量模拟、测试和地面检验等工作，时间之漫长和过程之复杂往往超出预期。

==3.1 Hyper-X运载火箭改进和风洞试验==

Hyper-X运载火箭是“飞马座”第一级一“猎户座”50S的改进版，改变了助推器材料、结构以及任务方案。

飞行中需要实现舵的作用：尾翼由单片湿法石墨复合结构泡沫芯制造而成。一个中心锥形的多边形钛轴将尾翼连接在尾翼作动器上。

翼根和机尾外缘之间缝隙处的发热问题：孔隙较小，限制了热防护材料的厚度。尾翼前缘贴上硅酚醛防热瓦，增加前缘半径，减轻气动热对尾翼的破坏。

【整流片的作用】：由于飞机各个部件组合在一起后，在飞行时会产生额外的一种阻力，即干扰阻力。为了减小干扰阻力的影响，必要时需要在部件之间增加流线型的整流片，使连接圆滑过渡，以减少涡流的产生，从而减小飞机飞行时的阻力。

整流片的变形余量：在机翼和整流片之间加一个滑动接头，在整流片和发动机外壳上都加一个4英寸的硅酮接头。完成了对整流片灵活的变形余量和空气动力力学密封。

对于已知整套尾翼设置的空气动力学数据库求位置情况：线性插值（标准惯例）。

为了理解驱动活塞运动的压力变化、弹药定时和受力情况，大量火药点火试验被开展。

验证数据库被分成三个层次进行：首先检查模型个体（由原来建模的人员检查输入变量编程和模拟结果），其次模块检查（用Simulink的独立检查程序复核结果），最后综合检查（分别用SepSim和RVSim进行五次模拟并比较计算结果）。

Hyper-X的CFD模拟和蒙特卡罗分析代表了20世纪最后十年的计算机水平

==3.2建造X-43A Hyper-X试验飞行器==

X-43A是历史上速度最快的吸气式飞行器。X-43A飞行器是一个尾部安装尾翼、由全动水平尾翼和两个垂直尾翼和方向舵构成的升力体。

飞行器的蒙皮和内部结构防热：X-43A贴满了隔热碳-碳材料和防热瓦片。

为了减小超声速下的气动阻力，前缘的曲率半径非常小。小半径对碳-碳材料制造和碳化硅涂层应用都提出了挑战。

防热与外模线的综合要求：瓷瓦的运用和模线加工（为各飞行器加上防热材料，然后加工瓦片，形成最终外模线形状）。X-43A的小尺寸特点才适合使用这个方法，全尺寸的飞行器或宇宙飞船如果也要这么处理，其重量、尺寸和复杂性将会带来重重困难。

尺寸控制：科本宁称之为"尺寸挑战"。尺寸控制一方面给部件布局和设计带来困难，但同时又可以有效预防“要求攀升”。

冷却储罐，燃料系统和地面支持系统，数据收集系统和遥测设备，连接电线与管束网络

内部结构散热能力不足：添加主动冷却系统，氮气额外提供冷却功能。

==3.3马赫7超燃冲压发动机开发和试验==

设计和建造Hyper-X运载火箭助推器和X-43A试验飞行器时，超燃冲压发动机的地面试验也在进行。

兰利研究中心要求飞行器和超燃冲压发动机的一体化设计能够确定机身集成型发动机流道。

高温风洞试验的最后一步使用真正的飞行用发动机，它将完成流道和控制系统验证工作。

风洞试验系列用模拟飞行广泛展示了超燃冲压发动机的运行情况，包括全尺寸飞行器在有边界层突发、壁粗糙度、温度和整流罩作动时的进气道起动。

马赫7超燃冲压发动机试验还包括高超声速脉冲设施（HYPULSE)试验（激波风洞）。

从1996年末期到1999年上半年，共计在马赫7下进行了710次发动机试验，这个综合、发展、多维的项目探索了超燃冲压发动机技术的未知领域。

工程师用不同的发动机模型和风洞逐步改进设计，分别估量比例、动压、试验气体差异对发动机的影响。

这既是试验工艺和设施限制的成果，也是飞行器/发动机一体化设计和分析、飞行试验条件的选择，以及燃料/硅烷方案的实施。

SRGULL代码可以分析不同风洞和发动机产生的试验结果、确定燃烧效率、量化试验方式对燃烧室性能的影响，以及预测超燃冲压发动机在飞行中的性能。

==3.4处女地一马赫10下的Hyper-X超燃冲压发动机==

马赫10发动机流道的建立初步：

• 与马赫7发动机研究一样，第一步是使用SRGULL代码。

• 然后，用三维溢流、动能效率补偿、燃烧效率和基准压力的信息补充结果。马赫数、迎角、动能和五个几何变量等飞行条件也包括在分析中。

• 完成数据库后，需设置限制条件，如燃烧室进口压力、基于前体激波位置的迎角、燃烧室几何构造，以及与马赫7发动机设计的相似之处。

• 第二阶段内容是燃料喷注器和燃烧室设计变量。

• GASP软件为前体和进气道建模，SHIP程序为燃料喷注器、燃烧室和尾喷管建模。结合算出的推力和力矩与飞行器的空气动力数据库，根据修正后的净轴向力决定设计

数据也显示燃料组成对运行有影响，硅烷和氢气混合燃料是所有试验条件的更可靠选择。

第4章 X-43A检验和紧急操作训练

天空是最后一块孤独之处，没有生命生长，只有无尽的虚空，天空之上仍是天空。人们在冰或沙上行走，登上高山，坐船出海，却从未飞行？不，探索如何飞行，是人类最后的冒险。——弗雷德里克·福赛思，英国小说家，1938年。

构成组合体的飞行器依然面临着漫长复杂的试验和检验程序。设计和系统的缺陷有待检出，然后修复，通过一系列审查，获得批准，最后装上飞行器。

==4.1逐步渐进==

一旦建立程序，X-43A就开始漫长、复杂、按部就班的检验过程。试验飞行器在超声速环境运行，这导致了更高的要求。飞行器接受的各种试验都是针对它们的性质和目标的。

交付后功能试验：

确保不同的子系统安装正确、功能正常。

故障模式和效果测试：

目的是研究相关子系统的正常和非正常状况。

半实物仿真试验：

目的是验证MU装载的飞行控制和推力算法。

飞机半实物仿真试验：

目的是想证明作动器能激活而且能正确地响应FMU的命令。

频率响应坡道试验：

在作动系统中加人正弦波等输入，查看它响应命令的速度，目的是让工程师理解作动系统如何工作。

空载时舵面校准：

目的是研究指令电压和控制翼面运动之间的关系。
空载舵面校准试验完成后，工程师得到控制翼面运动特定量的电压校准曲线。将曲线载入FMU,就可以将单元指挥命令转化为控制翼面的运动了。

整流罩舱门校准和空转试验：

整流罩舱门作动器的运动必须像控制翼面一样校准，FMU才能根据打开整流罩舱门所需电压进行编程。空转试验测量的是整流罩舱门的自由飘浮角。

可靠性试验：

目的是测量作动器和联动装置在载荷下的弹性形变。

动态滞后：

这是一个表面滑过另一个表面的摩擦引起的衰减。需要测量和分析由此生成的非线性，确定是否降低作动系统的性能。

惰性气体试验：

目的是验证试验飞行器的推进控制系统。通过模拟任务，确保推进控制算法能按时打开燃料阀、,点火阀和净化阀。

系统定时试验：

控制和作动系统延迟量的端对端试验。

内容是先确定飞行管理单元所需事件，然后发送命令给作动器，使控制翼面移动到所需位置。

==4.2配置控制的基础知识==

这些早期经验使NACA研究人员决定，飞机蓝图、风洞模型和竣工的飞机必须尽量接近。
否则，这三个阶段飞机的形状差异很大，会使飞机的目标特性、风洞数据和飞行数据之间的关联没有意义。

随着飞机越来越复杂，配置控制越来越必要。21世纪初期，除了飞行器的外形之外，配置控制扩展到子系统设计、软件、控制率和单独部件。

如果试验小组成员观察到一个不寻常的情况，这个事件会被记录在差异报告（DR）中，包括内容描述、特定细节甚至解决建议。

解决办法拟定，确认修正后，需要写出布局变更申请（CCR）。完成修正后，再次试验，如果通过则写出系统实验报告（STR），描述问题、修正方法、修正结果的测试方法以及修正确认。

这个过程的目标是完全记录每一步，从最开始发现问题，找到并实施解决办法，测试，一直到最后处理。基本原则是如果后来出现问题或故障，可以重新操作这个过程。

签发豁免是一个单独过程，即项目管理层决定改变或忽略一个飞行器部件或系统的项目规格或者性能要求。无法满足设计指标或者性能要求时开始豁免。

==4.3紧急操作训练==

不但Hyper-X的部件要测试和准备，发射和自由飞行期间监控飞行器的工程师也需要进行训练。

紧急操作训练有若干功能，包括帮助操作员熟悉自己的责任、发生特定问题时的处理程序、功能故障如何显示以及将大家融合成一个团队。

Hyper-X运载火箭发射之后的飞行都是完全预编程序和自动的，就只能靠自己。

控制室活动的压力和要求造就了苛刻的工作团队和工作纪律。操作员的交流必须迅速并且便于理解。没有时间罗嗦或解释。模拟过程使用一套标准化短语。

==4.4发射日==

X-43A的发射之前需要一系列审查：飞行准备状态评审(Flight Readiness Review,FRR)；德莱顿独立审查(Dryden Independent Review,DIR）；适航和飞行安全审查（Airworthiness and Flight Safety Review Board，AFSRB）。

系留载飞飞行是指对发射飞机、试验飞行器、控制室成员、跟踪网络以及任务的其他部分进行全面试验。

飞行安排在2001年6月2日，星期六。

第5章 13.5秒

==5.1 2001年6月2日==

Hyper-X项目的系留载飞和发射飞行都由两架F-18伴随机护送，从而提供视频和静态照片支持。

可以看到外皮面板和转接器分离，右侧水平尾翼旋转。背景是HXLV的烟迹和B-52B的较小飞行云。(NASA图)

==5.2事故调查委员会==

事故调查委员会：

如果失败情况涉及NASA的飞行器，就需要展开严格的调查程序。甚至事故调查委员会(Mishap Investigation Board,MIB)还没成立，程序就已经生效。

X-43A失败后的第一步是锁定现场、收集数据并征求目击者证词，这个过程被称为“锁上门”。

2001年6月5日，根据NASA负责航天技术的副署长口头指示，事故调查委员会开始负责调查X-43A。

故障树：

委员会用故障树分析技术（常用于处理复杂的系统的故障分析）来研究飞行器失败的原因。先设置故障树顶层的七个元素，用可能的故障情景建立一些子层，由可能导致这些子层故障情景的特定异常引出子层的分支，再往下一步或多步分，到达问题的根源，即可能的部件故障或错误。

一次分析结束后，调查人员开始细化和分析数据，开始添加新的故障树，关闭不适用的故障树，设置任何发现的异常。

事故的主要原因：

• 尾翼作动系统不准确的原因

  • 尾翼作动系统部件的电气建模和机械建模不一致
  • 模型使用的尾翼作动系统符合性预计过低

• 空气动力学建模不准确的原因

  • 风洞数据的误差进入数学模型
  • 数据不足导致错误理解风洞试验结果
  • 与防热系统(Thermal Protection System,TPS)有关的外部铸模线变化未参与建模

• 建模参数（参数不确定性分析）变量不够多的地方

  • 空气动力学
  • 翼面作动
  • 控制系统

事故不是由单独的因素或可能的因素造成的。只有当系统级线性分析模型和非线性仿真模型中加入所有的建模不准确性和不确定性变量，才能复制飞行事故

事故调查的末尾几步是编制故障异常关闭报告：开展分析、测试和评估；改进故障情景；确定技术原因。项目工程师据此采取修正活动。

==5.3决策是艺术，而非科学==

第一架X-43A的失败指出了航空航天项目决策常见的艰巨性和微妙性。

Hyper-X项目早期，管理层面临着马赫7发射的两种选择，是减载燃料还是较低高度发射？

考虑到项目的可靠性和前发射积累下的模型，最终决定了“降低飞行高度”这个被认为是有效的解决方案。

整个过程唯一的问题在于，没有人质疑模型和数据使用的设想是否适用于新的发射方案（测试条件实际上已经超出了设计试验的范围）。

==5.4面对失败==

文森特·劳施在通报会上说过：失败带来的经验教训比成功更多，因为成功只会证明已知，但失败揭示未知。

第6章 重返飞行

经验是一个严厉的老师。先考试，再讲课。——匿名。

事故调查委员会于2002年发布的报告成了X-43A重返飞行计划的基础。

==6.1回到仿真和程序改进==

MB发现飞行器特性的不准确建模是造成事故的原因。

为了避免类似的失误，重返飞行阶段的工作需要对飞行器空气动力情况、尾翼作动系统、飞行器结构和自动驾驶仪系统建立新的、高度可靠的模型。

为了验证对助推、分离和试验飞行的早期预测，运用了一系列的独立计算机程序。其中包括但不限于：轨道科学公司的NRTSim（助推建模程序），兰利研究中心的SepSim（主要的分离程序），德莱顿飞行研究中心的RVSim（X-43A自由飞行）等。

==6.2降低接近声速动压的选择==

一系列的选择方案被研究，目标是既能减少yper-X运载火箭在跨声速下的动压，又能增加助推器的稳定性。

2002年5月末，基本的重返飞行战略也被确立，内容包括三个方面。

• 首先，减载Hyper-X运载火箭，减少重量和跨声速下的动压。
• 其次，改进尾翼作动系统(FAS),使铰链力矩加倍。
• 最后，继续研究现有B-52B吊架能否携带这个更轻的组合体或将制造一个新吊架来取代现有的X-15吊架。

减载固态火箭推进燃料消除了较低发射方案在跨声速下的较高动压。

==6.3尾翼作动系统==

第一次X-43A发射失败的原因之一是尾翼作动系统的失效，问题根源在于 FAS无法产生足够力矩来移动方向舵，应对高于预期的动压。

问题的出现主要是由于两个因素：

• 反反复复的数据和命令传递在控制系统内产生了电子延迟。
• 称之为“柔度”的机械因素，要想HXLV在飞行中保持稳定，在建模时必须合理考虑这些柔度效应。同时，飞行器的柔度误差可能“耗尽”设计裕度。

==6.4尾翼作动系统闩锁==

【闩锁效应（Latch-up）】：CMOS集成电路中一个重要的问题，这种问题会导致芯片功能的混乱或者电路直接无法工作甚至烧毁。

其原因是限流期间ECU电子板的电子噪声过多，最大电流到达场效应晶体管就会发生这样的情况，一旦噪声达到一定程度， CPLD就会闩锁。

为了解决问题，做了两处变化。一是改动了复杂可编程逻辑器件固件，去除了不能在所需温度范围内正常工作的程序。二是CPLD输出加上电阻器，使输出信号的电子噪声最小化（但不能消除）。

==6.5最终改进办法==

重返飞行工作对各方面都重新进行了检查，同时也做了许多改进发动机运行方面努力以及相应的风洞测试。

风洞试验的结果表明，迎角稍微增大一点，能够使发动机推力增大，熄火概率降低。迎角增大加入了飞行软件。发动机控制系统的不起动控制逻辑是一个相关问题，该系统开发后及被风洞试验证明之后，也加入了飞行软件。

时间到了2004年春天，距离决定第一次飞行的13.5秒已经过去了将近三年，第二次飞行箭在弦上。

第7章 $C_t>C_a$

只是12秒的飞行，充其量算是不确定的、摇摇晃晃的、慢吞吞的飞行。但终究是一次真正的飞行，而非滑翔。——奥维尔·莱特。

==7.1第二次飞行==

2004年1月26日，第二架X-43A进行系留载飞飞行。

发射安排在2004年3月27日，星期六。

2004年1月16日，这次任务是为了验证各个系统，为春天的第二次发射进行准备。

==7.2世界上最快的飞机==

B-52B向左斜，拉开了自己和助推器的距离。组合体下落后开始翻滚，迎角大约为30度，高过预期。释放之后1秒，助推器控制系统启动，飞行器立即稳定。释放之后5秒，Hyper-X飞行器点火并且开始加速，通往“超声速”。

HXLV航迹最先是陡峭的爬升，然后在接近10万英尺的高度俯冲变为水平飞行。

这次发动机试验第一次成功证明超燃冲压发动机不仅能够参与飞行，还能产生正加速度。

经过计算，超燃冲压发动机提供动力阶段的最高速度为马赫6.83，X-43A由此成为历史上最快的吸气式飞机。

==7.3飞行之后==

这是一条漫长的道路。距离第一次X-43A失败已经过去了将近3年，距离第一个超燃冲压发动机概念提出已经过去了40年。

分析飞行数据发现，任务达到了所有的目标。X-43A成功证明，机体推进一体化的超燃冲压发动机可以在实际飞行中到达马赫6.8。发动机性能数据均在飞行前预测的3%范围内。产生的推力足以克服机身阻力，并按预期那样提供正加速度。超燃冲压发动机的测试条件中的不确定因素也在飞行前所考虑的范围内。

==7.4第二次飞行的意义==

第二次飞行的成功除了让人击掌欢呼、欣喜若狂之外，也讲述了专注奉献的团队如何克服糟糕可怕的挫折的故事。第二次飞行的成功不仅仅意味着一个新的飞行速度记录，重要的也不是飞过的长度或距离 ；第二次飞行的意义在于他终于为超声速画面添上了重要的一笔。

第8章 飞向天际

船待在港口很安全，但那不是船的心愿。扬帆出海，新天新地。——格雷斯·默里·布鲁斯特·霍珀，海军少将，计算机科学先驱，1906-1992年。

2004年初，Hyper-X项目人员不仅得面对第一次飞行失败之后的艰难、故障导致的改造和延迟，以及尾翼作动系统等问题，项目运作环境也在发生变化。

第一个问题是飞行前达到正确迎角所需时间不确定，处理方法是增加迎角积分器的增益。

更复杂的问题是克服机动中的振荡，可能的原因是作动器摩擦和非定常气动特性，解决办法是降低整个弹道的迎角。

马赫10飞行要求Hyper-X运载火箭构造与第二次飞行不同。

2004年5月初，第三次飞行计划会议在轨道科学公司位于亚利桑那州的钱德勒工厂召开。尾翼作动系统硬件的最后改造和验收试验正在关键时刻，准备9月中旬发射。

==8.1再谈尾翼作动系统==

起初，X-34A的工作人员相信第三次飞行的进展会很迅速。

电子板低温环境的失效和电子噪声干扰，还有一些未知的问题困扰着工作人员。

最终只能依靠不同批次部件存在的程度不同的敏感性使尾翼动作系统满足大约90秒的飞行要求。

其余还遇到了诸如：X-43A机翼配平时左侧方向舵和机翼接触，左侧碳—碳前缘脊分层，马赫10超燃冲压发动机操作不稳定性等一系列问题。

==8.2技术通报会==

定于2004年10月28日召开的X-43A技术通报会是通往第三次飞行路上的重要里程碑。

会议之后，必须完成、关闭、批准或驳回所有剩下的差异报告、系统试验报告、构造变更要求，完成紧急操作训练，并且完成其他准备工作。

文档方面，发射前的最后几周，工程审查委员会和配置控制委员会召开会议，批准差异报告、系统问题报告和构造变更要求(CCR)。

第三次飞行最终安排在2004年11月15日，星期一。

==8.3漫长的一天==

根据时间安排表，上午8：30控制室人员到位，下午12：30开始滑行，下午1：00起飞。

由于准备阶段的各种延迟和问题，发射时间将超过时限。延长时间的申请没有通过，B-52B的发动机关闭，操作员开始执行放弃检查单。

面对放弃，整个团队的情绪仿佛坐了一次过山车，但他们将在第二天继续尝试[2]。

==8.4飞向天际==

2004年11月16日，第三次X-43A任务尝试第二次飞行。

准备工作进展顺利，但前一天的问题依然悬在每个人的心头。试验空域已经准备好，遥测计已经准备好，信号已经锁定。惯性导航系统已经对准，内部动力检查开始。地面人员给B-52B重新供应氮气。

与之前的飞行前试验一样，起飞之前的最后准备工作既广泛又细致。

2004年11月16日，NASA的B-52B起飞，进行第三次也是最后一次X-43A飞行。这也是49岁的飞机最后一次执行任务。

最后一秒终于来临。下午2：34，操作工程师戴夫·麦卡利斯特在“金色”控制室命令道：“发射，发射，发射”，随之B-52B的绳索挂钩开始释放。

发射后75秒，HXLV达到了最高速度，刚刚超过马赫10。

理论上，固态火箭上更重的推进剂载荷可以达到马赫10，但是较高迎角会带来稳定性问题，最后弹道将分离速度降低到这个标志以下。

X-43A开始执行第二个任务：收集高超声速飞行数据。

1955年6月，B-52B首次升空时，超声速飞机还是一个遥远的梦想。
而飞机在21世纪之初的最后一次降落，是一个时代的结束和另外一个时代的开启。

命运神奇地轮回。这一架发射了一半数量以上X-15（世界上第一架超声速飞机)的B-52B,发射了第一个超燃冲压发动机，所用的机翼转接器也正是几十年来X-15一直使用的那一个。

第9章 遥远的地平线

地球是人类的摇篮，但人类不能永远待在摇篮里。——康斯坦丁·E.齐奥尔科夫斯基，俄国火箭理论家，1857一1935年

成功项目的结尾预示着迟到已久的假期的来临也意味着长期一起工作的团队的解散。

接下来两年，基于Hyper-X项目的成果，写出了大量的AIAA论文和其他报告。

就技术而言，X-43 A/Hyper-X代表了一个独一无二的里程碑。

==9.1关于高超声速的经验教训==

评价Hyper-X项目的经验教训，首先要了解它的特殊性，例如任务剖面、系统设计、有限飞行数量、火箭助推器和空中发射等，这些都说明项目没有直接使用传统航空航天项目长久以来的标准惯例。在其他领域，Hyper-X再次肯定了几代工程师的经验。

Hypr-X的第一条经验教训：学术研究活动和飞行试验存在本质区别。

对于一个焦点紧凑的研究工作。避免添加注入”锦上添花”特征，以防焦点模糊。在这组织严谨的项目中，优先级高的研究必须位于核心，其他研究活动不得干扰主要目标。

按部就班的程序避免在一次飞行上尝试太多新东西。

系统地将这些原则和系统工程及集成过程结合起来，其中最重要的是需求定义、维护、流程和跟踪。

项目团队可以做任何想做的试验，但是地面试验的硬件和软件必须与飞行的硬件和软件匹配，否则全部努力都是白费。

过程中检查是重要的，长时间的制造过程要求尽早发现缺陷部位。

工程专业的学生毕业时既要学习如何做研究，又要学会理解。

==9.2遥远的地平线==

Hyper-X成功展示了超燃冲压发动机之后几年，人们对超声速研究和高速吸气式推进系统的兴趣又重新“苏醒”。

整个20世纪，一代又一代的工程师和飞行员没有停止探索。他们面对了无数的挑战，遭受了无数的痛苦、挫折和失败，也创造了一次比一次伟大的成功。

木头和织物变成了金属，然后再变成复合材料。活塞发动机变成了喷气发动机。速度从每小时数十英里到数百英里，再到数千英里。高度从数英尺到太空。莱特兄弟首次飞行之后30年，大气层开始被人类永久占领；比空气重飞行的第一个世纪结束时，太空也同样会被占领。

第十章 关于经验

综合：
·避免一次飞行试验中有太多初次尝试。
·系统设计需要简洁。
·如果有疑虑就打电话，不要依赖电子邮件或传真。
·用电子邮件交流信息，而不是辩论问题。
·战斗最激烈的时候不是改变计划的时候。
·注意要听是谁说的，“不付钱的人不关心成本”。
·认识成就。
·工作与生活分开。
·帮助他人做好工作。
·人人负起责任。
·很少有现成可用的东西。
·每个人都必须是系统工程师。
·骄傲自满是敌人。
·没有奇妙的解决方案，只有勤奋。
·注意列表、规则、通用惯例和操作程序。
·不允许互相指责一从每件事情中学习。
·避免飞行试验中一个开发项目依赖于另一个开发项目或系统。

项目管理：

·要有专人负责——项目经理。
·定义一连串命令。
·建立和维护风险降低过程。
·削减开支和日程加速意味着增加风险。
·任务成功的优先级必须高于成本和日程。
·为了迎合日期而放松试验计划会造成巨大的危险。
·在所有参与人员之间建立良好的联络。
·必要时召集大伙。
·定期开会。
·把所有东西都电子化。
·让每个人使用相同的软件。
·管理时四处走动。
·建立严格的方法来捕捉经验教训。
·每个人都知道进展和原因。
·记录关键决定。
·试验时请关键硬件和软件的供货商到场。

系统工程：

·要有专人负责技术细节——系统工程师。
·设计早期就应考虑安全问题。
·将风险集中在有待证明的技术上。
·即使已被证明，生产硬件在新应用或新环境中的表现可能不在预期之内。
·确定部件和控制软件的可靠性。
·确保软件变动得到充分测试。
·预试硬件和软件至极端情况。
·注意系统的所有内容，哪怕没有变动。
·你不可能过度测试软件或电子设备。
·维护地面和飞行试验之间的配置控制。
·假设实战中出问题，知道如何恢复。
·定期更新文件。
·维护良好的书面记录一日志、工程工作手册等。
·明确所需的合格检查、验收、验证和确认试验。
·仿真很关健。
·试验时采用按部就班的方法。
·子系统充分集成在试验飞行器上。
·永远不用半实物仿真(Hardware-in-the-Loop Simulation,HWIL)作为调试工具，只用于验证。
·用逻辑流程图安排日程。
·对面前的工作做出高度集中的计划。
·能解释主要子系统下所有的关键部件。
·避免在飞行试验前磨损硬件。
·地面试验硬件和软件必须复制飞行试验条件。
·审查所有数据，哪怕是试验顺利得出的数据。

试验准备/就绪：

·明确提出试验要求——有针对性。
·尽早安排试验范围——尽快要求。
·尽早查看试验范围。
·“改善”能够提供的试验范围。
·尽早开发设备和测量技术。
·残骸散落地区可能比你想象中的大。如果试验终止或者部件从高海拔掉落，
部件特别是轻量部件可以飘很远。还要小心飞机飞过的地区。
·使用检查单——不要跳过步骤。
·进行彩排。