引言
臨近空間是距地球表面高度 20～100km 之間的空間區域，處于航空與航天的結合部，具有獨特的優勢和戰略價值。臨近空間飛行器是指能夠在臨近空間空域內飛行，并執行特定任務的飛行器，目前主要集中于浮空飛行器、高空無人機與高速飛行器等研究領域。
由于臨近空間空氣稀薄，一方面，飛行器若要獲得較強的機動能力和足夠的升力保證，必須實現高速飛行；另一方面，稀薄的空氣也可有效減小空氣阻力，使得在稠密大氣中難以實現的超聲速、高超聲速飛行，在臨近空間中相對容易。因而，以超聲速、高超聲速飛行的臨近空間高速飛行器成為了世界各國競相發展的重點。它以火箭或吸氣式發動機作為動力，具有飛行速度快、機動能力強等特點。其中，又以美國的 X 系列最為著名，已有三十余年的研究基礎，先后經歷了四個發展階段，分別以 X-15、X-30、X-43、X-51 等型號作為其突出代表。其中，X-43A 在 2004年 3 月的一次試飛中，在 30 千米的高空實現了速度為 M7的自主飛行，同年11月，X-43A的最大速度已經達到M9.8，初步實現“2 小時全球到達”的目標。
對于高速飛行器，臨近空間環境要素和強擾動現象的影響尤為明顯，直接影響著飛行安全和任務完成。開展臨近空間環境對高速飛行器影響研究已成為當前急需解決的關鍵課題之一。對于該領域的研究工作，傳統的飛行試驗方法經費投入大、周期長，受測控技術限制，數據樣本較少。近年來，伴隨著空間科學和計算機仿真的飛速發展，國外率先采用了基于仿真技術的研究方法，就是進行臨近空間環境和高速飛行器耦合仿真，將臨近空間要素和強擾動現象加入到高速飛行器仿真模型當中，從而全面、系統、定量計算臨近空間環境對高速飛行器的影響效應。工程實踐證明，該方法具有高效經濟和安全實用等優點，受到了廣泛重視，并得到了推廣應用。
近年來，我國也積極開展了臨近空間高速飛行器的基礎研究和工程試驗。因此，在對國內外臨近空間高速飛行器工程型號全面調研的基礎上，選取典型仿真研究對象，對于臨近空間環境及其影響效應進行系統分析，論證提出仿真研究方案，并突破主要關鍵技術，進行典型仿真應用，無疑將為進一步開展研究工作打下堅實的基礎，提供有力的技術支撐。
1 臨近空間環境及其影響分析
1.1 臨近空間環境要素和強擾動現象
臨近空間自下而上包括平流層、中間層區域和部分電離層區域。當前，臨近空間內的大氣和空間環境要素、現象的氣候分布、現時狀態和演變規律成為了關注的焦點。
臨近空間環境要素，可分為大氣環境要素和空間環境要素。
對于高速飛行器而言，其敏感要素主要包括大氣密度、大氣溫度、風向、風速、電子密度、化學組分等。
臨近空間強擾動現象主要包括爆發性增溫及大氣密度劇變、大氣擾動和波動（重力波、行星波、潮汐波等）、急流及風切變和湍流等。出現于北半球平流層的“爆發性增溫”現象，可使高緯地區平流層溫度在數天內躍升幅度高達50K，溫度的升高及其引起的大氣密度和風場的顯著變化，對按照大氣環境常態參數駐留、飛行的臨近空間飛行器帶來巨大風險；同樣，受重力波、行星波等大氣物理、動力過程的影響，在臨近空間范圍內造成的中小尺度（10～1000公里量級）的環境參數劇烈變化，也對臨近空間飛行器駐留、飛行帶來危險。
1.2 影響效應分析
具體而言，臨近空間環境要素和強擾動效應對高速飛行器的影響主要體現在以下兩個方面：
（1\\) 對飛行器航跡/姿態的影響 。
在臨近空間，高速飛行器依靠發動機推進，按照預定的程序和航跡飛行。當前，高速飛行器一般按照標準大氣參數計算出標準航跡，包括速度、位置和控制時間。由于實際大氣環境與標準大氣參數存在偏差，致使實際航跡往往偏離預設標準航跡。為達到航跡精度要求，保證實際飛行參數與標準航跡參數趨于一致，一般在飛行中通過制導對高速飛行器進行航跡/姿態的控制和調整。但制導系統承受大氣環境因素干擾的能力有一定限度。例如：當臨近空間大氣溫度和壓力顯著偏離標準狀態時，將會直接影響發動機推力，進而影響飛行航跡參數；臨近空間大氣密度的變化直接影響到高速飛行器所受阻力的大小，使飛行速度和航跡傾角發生變化，從而產生航跡偏差；臨近空間風場擾動的影響與大氣密度不同，風具有方向性，理論和工程試驗都表明，風速矢量的變化不但會影響高速飛行器的飛行航跡，而且會干擾其姿態控制，對高速飛行器的安全構成了一定威脅；臨近空間中的強風切變更易使高速飛行器處于較大幅度動態之中，進而使慣性測量系統產生動態誤差，并影響精確制導敏感儀器的測量精度，最終嚴重影響其制導精度。
（2\\) 對飛行器隱身、通訊和測控的影響 。
在臨近空間中，高速飛行器在一般處于超聲速、高超聲速飛行狀態。此時，在飛行器的前端會形成強的弓形激波，由于激波的壓縮和空氣的粘性作用，使得大量動能轉換為熱能，產生嚴重的氣動加熱。當空氣密度和飛行速度達到一定值時，氣動加熱導致的高溫效應足以引起大氣分子的電離。一方面，大氣電離導致的熱力、化學非平衡效應會直接影響高速飛行器的氣動力/矩參數，導致其飛行航跡/姿態發生變化，進而影響精確測量、控制和導航；另一方面，大氣電離會在飛行器周圍形成一定厚度的等離子體層，稱為“等離子體鞘套”。等離子體鞘套內含有大量的自由電子，它們吸收、反射和散射電磁波，輕則干擾電波傳輸，重則導致通信中斷，對測控產生了較大的負面影響，導致所謂的“黑障效應”；與此同時，在一定條件下，該等離子體鞘套又能有效減小高速飛行器的雷達反射面積，對于高速無人飛行器隱身具有非常積極的作用。
2 臨近空間環境對高速飛行器影響仿真
2.1 總體技術方案
選取高速飛行器典型仿真研究對象，在 Matlab 集成化仿真環境中，構建其仿真虛擬樣機，包括動力學、氣動力等關鍵模塊，簡潔、高效地反映其基本飛行品質；同時，針對飛行區域，進行臨近空間環境要素和強擾動現象數學建模與仿真再現。在此基礎上，進行臨近空間環境影響的數學物理建模和仿真實現，突破臨近空間環境與高速飛行器耦合仿真關鍵技術，將臨近空間環境仿真、高速飛行器飛行、影響定量評估等關鍵仿真模塊進行系統集成，搭建臨近空間環境與高速飛行器耦合仿真平臺，在臨近空間環境擾動條件下，進行高速飛行器的飛行仿真，對一種或幾種環境敏感要素的影響效應進行仿真，獲得飛行彈道/姿態、等離子鞘套特性等關鍵參數，全面、系統、定量評估臨近空間環境影響效應及其嚴重程度。其主要模塊及流程框圖見圖 1：
2.2 關鍵技術及演示驗證
2.2.1 臨近空間環境建模仿真
作為研究工作的基礎任務，臨近空間環境建模仿真，即針對臨近空間大氣和空間環境要素、強擾動現象的氣候分布、現時狀態和演變規律建立數學、物理模型，仿真再現臨近空間環境條件，客觀、定量地提供臨近空間環境參數分布，為進一步開展環境影響仿真研究奠定基礎。常用的方法有簡化模型、統計學建模和動力學建模等。
當前，各種臨近空間環境簡化模型的物理基礎及其所依據的實測數據各有不同，需要我們針對仿真需求進行選擇。較為常用的有國際標準大氣模型、CIRA86 模型和 MSIS模型等。一般說來，臨近空間簡化模型只能表征環境參數變化的近似規律，但具有計算簡單快捷的優點。
統計學建模，作為臨近空間環境要素建模的主要方法，主要基于觀探測資料與再分析數據，利用統計分析方法，通過資料預處理和數據融合分析，獲取臨近空間環境要素統計分析數據，對于擁有詳細觀探測站點和記錄的地區，統計法建模具有較高的真實性和可靠性。圖 2 即為本文利用某靶場多年氣象觀探測資料進行統計分析得到的十二月份緯向風場月平均數據。由圖可知，該地域十二月份緯向風場與 CIRA86 參考大氣數據存在較大差異，呈現明顯的局地和季節特征。圖 3 則為姚志剛博士等人利用衛星探測資料處理得到的東南沿海區域 30~40 公里高空的亮溫數據資料。由圖可知，重力波擾動的影響范圍可達 1000km 以上，溫度擾動幅度可達 15K。
臨近空間環境動力學建模是在基本流體力學規律和一系列物理化學過程基礎上, 基于大氣環流模式，建立包括各類物理過程如輻射過程、對流和云的微物理過程和化學過程的中層大氣模式。這些模式大多模擬平流層內大氣力和化學過程，少數模式包括了熱層的動力和化學過程。
圖 4，5 即為劉毅研究員等人對 2004 年 1 月“爆發性增溫”期間臨近空間環境要素及臭氧濃度變化情況的仿真分析[5]由圖可知，在中、高空大氣層，溫度在一周之內躍升近 40K，伴隨著風速、風向的急劇轉變。顯然，將會對按照大氣環境常態參數飛行、控制的高速飛行器帶來巨大風險。
2.2.2 高速飛行器等離子鞘套特性計算理論和實驗研究均表明，高速飛行器的等離子體鞘套特性與其幾何結構、熱屏蔽材料及臨近空間環境參數、電子密度、組元分布等多個復雜因素有關，不僅在飛行器不同部位存在幾個數量級的差異，而且在飛行中也會不斷變化[6]。因此，對高速飛行器流場及其等離子體鞘套特性進行定量計算，需綜合考慮以下物理、化學過程：
（1\\) 移動、轉動、振動和電子能量模式間的能量交換；（2\\) 化學反應動力學模型；（3\\) 高溫條件下輸運特性的變化；（4\\) 表面催化效應；為全面考慮這些相互耦合的熱力、化學復雜效應的影響，可利用“二溫、十一組元模型”，即在化學反應過程為有限速率假設下，針對十一組元混合氣體（N2、O2、N、O、NO、NO+、N2＋、O2＋、N＋、O＋、e－），采用溫度 T 來代表分子、原子的移動能和分子的轉動能，溫度 Tv來代表分子的振動能和分子、原子的電子能量，構建 N-S 方程組和化學動力學方程組，來全面表征高速飛行器熱化學非平衡流場的基本特性。軸對稱熱化學非平衡流場 N-S 控制方程組參見文獻[7~9]，在化學反應過程為有限速率假設下，十一組元混合氣體涉及 20 個化學反應，其化學動力學反應方程式如下：
nr 是反應方程式個數，nj 是組元成分與催化物之和，Xi代表組元成分與催化物。αri、βri分別是反應物和生成物的當量系數。對于反應 r，正向反應速率常數 kf,r和逆向反應速率常數 kb,r的表達式為：
其中 Tk是控制溫度，C0r、C1r、C2r、D0r、D1r、D2r是依賴于反應方程的常數，有關反應速率常數見文獻[9]。
圖 6 即為本文采用“二溫、十一組元模型”，對美國Applo 飛船再入 1634 秒時的等離子鞘套特性的仿真計算結果[9]。由圖可知，在飛船頭部激波區包覆有最大密度達到1017\\(1/cm3\\)的電子層，顯然會對其測控和通訊造成不利影響。
2.2.3 臨近空間環境影響定量評估
考慮到解析法求解繁雜，而且純粹為理論分析，分析過程中往往要忽略很多因素，分析結果一般只能提供定性信息。因而對臨近空間環境影響進行定量評估，蒙特卡羅\\(Monte Carlo\\)法成為首選。在評估分析過程中，首先采用蒙特卡羅仿真方法，根據臨近空間環境敏感要素對高速飛行器的影響機理，開展臨近環境與高速飛行器耦合仿真，進行成百、上千次大樣本蒙特卡洛仿真飛行試驗，耦合環境敏感要素的影響效應，得到定量仿真結果；然后基于統計推斷數學理論，對蒙特卡羅仿真結果進行分析計算，得到臨近空間環境影響定量評估關鍵數據。圖 7 即為某靶場臨近空間環境條件影響下，某高速飛行器再入落點散布隨月份變化的仿真結果。由圖可知，高速飛行器落點精度隨季節有較大變化，在 7 月份落到極小，在 12 月份達到極大，兩者相差達到一倍.
1） 當前，國內外臨近空間飛行器研究工作方興未艾，對于高速飛行器而言，臨近空間環境是影響其飛行、安全的重要因素之一，對其彈道/姿態、再入落點、等離子體鞘套特性均有較大擾動，應當給予高度重視，并進行全面、定量評估；
2） 對于臨近空間環境影響效應，采用系統仿真分析方法，可替代部分飛行試驗工作，應用于臨近空間飛行器論證設計、研制試驗和氣象保障部門，達到縮短周期、節約經費和安全高效的目的，值得在今后的工程實踐中進行應用和推廣。
3） 未來，將在現有工作基礎上，結合工程實際需求，優化模型、改進算法、提高效率，進一步提高研究成果的針對性和可靠性。
參考文獻：
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