X-37B是继航天飞机后美国发展的最成功的跨大气层飞行器，目前已成功完成3次飞行试验，3次试验都超预期和超设计指标。国内外对X-37B的研制和试验都给予了高度关注，本文主要从空气动力技术角度对X-37B飞行器进行分析介绍。 1 X-37B的发展概况 1.1 发展历程^{[1, 2, 3, 4]}

1998年NASA马歇尔研究中心提出了Future-X计划，后来发展演变为X-37。1999年7月NASA正式与波音公司签署了一项为期4年的合同——开发X-37验证机，目的在于验证下一代航天飞机——轨道空间飞机(OSP)的相关技术，8月美国空军也参与投资，希望进行长达270天的在轨飞行试验，以验证太空飞机长时间轨道驻留的可能性。2000年5月，波音将85%缩比的X-37试验样机X-40A交付给NASA用于地面和空投试验，以降低其试验风险。2001年，X-40A共进行了8次空中投放试验，验证其电子系统、自动驾驶系统和先进机体等多种技术。2002年，美国空军停止追加经费，但NASA和波音继续在合同框架下进行X-37验证机的研制工作。2003年，美国空军又要求NASA恢复270天在轨试验项目。2004年，由于美国总统小布什提出重返月球计划，NASA退出一系列近地轨道项目转向登月计划，X-37就转给了美国国防高级研究计划局 (DARPA)进行开发，从此成为机密项目。2005年原计划由B-52飞机带飞进行投放试验改为由“白色骑士”飞机进行带飞试验，2006年4月，X-37进行了首次无动力投放自由滑翔飞行，着陆时出现异常，X-37冲出跑道导致机头受损，同年8月和9月又分别进行了2次试验，基本实现了成功着陆。2006年11月，美国空军宣布在X-37的基础上发展X-37B验证机，称之为轨道试验飞行器(OTV)，由美国空军快速响应能力办公室主管，波音公司作为主承包商，NASA和空军研究实验室(AFRL)参与相关工作。X-37B的轨道试验原计划用航天飞机携带进入太空释放进行轨道试验，后因费效比太差，外加哥伦比亚号航天飞机事故影响，决定改用火箭发射，后几经推迟，直到 2010年4月22日X-37B(OTV-1，又称USA-212)才实现首次发射，2010年12月3日返回地面，在轨运行225天，除着陆时出现爆胎情况外试验很成功。2011年3月5日，X-37B(OTV-2)发射入轨，进行第2次轨道试验，在轨运行469天，远远超出设计指标(270天)。第3次飞行于2012年12月11日发射入轨，2014年10月17 日返回，在轨运行674天。表 1给出了3次飞行试验情况，表 2为X-37B的特征参数。

根据2008年2月美国国防部呈报国会的报告《美国国防部高超声速计划发展路线图(Roadmap for the Hypersonics Programs of the Department of Defense)》，美国国防部将其高超声速技术未来作战能力概括为以下3个方面(如图 1所示)：

图 1 X-37B在美国国防部高超声速技术能力体系中所处的位置 Fig 1 The role of X-37B in hypersonic technology system designed by united states department of defense

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打击/持久作战(SPE)能力——以全球到达、快速反应、持久和将重装(重要)载荷从空中或地面精确高效地投送；

空中优势/防御(ASP)能力——防止或减轻敌人对自己、联军和联军保护的平民的攻击压力，从而确保机动自由；

空间进入响应(RSA)能力——进入空间，返回地球，然后又像航班飞机一样再次进入空间。

美国国防部将X-37B置于“空间进入响应(RSA)能力”建设之中，并制定了技术发展路线图，以实现其有效进出空间。

根据2002年美国空军研究实验室的“作战响应可重复使用军用航空航天飞行器的系统方案和技术发展”报告设想，美国国防部迫切希望将航空与航天部队的成员整合到完整的“航空航天部队结构”中，这种结构能够完成全域的跨大气层飞行和进入空间飞行。该设想必须是真正“可转换的”，同时，它应该在“跨越航空航天连续区域无缝衔接投送兵力”中给战斗人员提供革命性的能力。这种设想将引导国家发展一些关键技术和系统概念，从而在2020年前研制出下一代高超声速巡航飞行器，用于全球打击和/或侦察，以及在2025年前研制出高度可靠的航空航天助推飞行器，用作可重复使用运载器(RLV)系统部件，支持未来反应灵敏的空间进入和全球打击航空航天飞行器具备像飞机一样的可操作性，最终支持和促进未来航空航天部队发展。

因此，在由SOV(空间作战飞行器)+SMV(空间机动飞行器)+MIS(模块嵌入级)+CAV(通用航空飞行器)构成的完整MSP(军用航天飞机)体系中，X-37B作为空间机动飞行器，充当了可重复使用在轨运行平台、卫星巴士和上面级的角色。如图 2所示。

图 2 X-37在美国军用航天飞机体系中所处的位置Fig. 2 The role of X-37B in the US military space shuttle system

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同时，长期以来，美国空军一直想研制一种作战型军用航天飞机(OMSP)。X-37飞行器被构想成一种技术集成试验平台(ITT)，目的是促使下一代航天飞机的关键技术更成熟。最初的设计构想是作为一种小型带动力技术验证飞行器，该飞行器由一个二级入轨飞行器和一个带有各种载荷的可重复使用卫星组成。设想能在轨道停留1年时间，其小尺寸和轨道机动能力将允许空间飞行器为战术优先或地理传感器部署进行重新定位，可能执行的任务有：战术侦察、星座部署，或建立时间敏感通信中继平台(图 3)。

图 3 美国空军最初对X-37用途的设想Fig. 3 Original assumption of the utility of X-37 by US Air Force

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在X-37B的第2次飞行试验中，媒体进行了各种跟踪报道，而美国空军高度保密，没有披露任何在轨机动和载荷等细节。2012年3月7日“宇航飞行”网站报道，美国空军快速响应能力办公室X-37B项目主管表示：“对目前正在进行的X-37B试验非常满意，X-37B项目正在为可重复使用的太空飞机设立一 个标准，在这一年的轨道飞行期间已产生了巨大价值”。2012年4月11日《华盛顿时报》报道，美国空军航天司令部负责人表示：“X-37B是五角大楼新的“空海一体战”概念的关键组成部分，并称该系统能改变战局”。该报同时解读，该系统战时可破坏中国太空飞行器、反卫星武器、反舰弹道导弹和网络战能力。此外，BBC等媒体猜测，X-37B在进行对地侦察，主要关注中东和阿富汗，也有报道称，在对我国“天宫一号”的遥测信号进行窃听。凡此种种，莫衷一是。

2011年9月，波音公司在美国宇航学会(AIAA)召开的2011年空间会议上发表了题为“X-37B轨道试验飞行器及其演变”的报告，对X-37B未来发展的设想是，下一步将发展大尺寸的X-37C(165%X-37B)，用于支持往返于国际空间站的大型货物及人员的运输，实现自主交会、靠近操作、对接、三维地图绘制、国际空间站维修和近地太空探索。如图 4所示。

图 4 波音公司对X-37B未来发展的设想——X-37CFig. 4 X-37C: assumption of future development of X37 by Boeing Company

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综合以上信息，我们认为，X-37B目前看来还是一种技术验证机，3次飞行试验可能主要验证：可重复使用航天器技术(包括空气动力学特性、气动热力学特性、可重复使用太阳能电池板、一体化热防护系统以及自主再入与着陆，低成本运行等)，长期在轨运行能力，太空侦察技术，轨道机动技术等。未来可能是美国军方实现空间快速响应的重要工具，极有可能发展成为美国第一个实用的可重复使用军用航天飞机，具备部署卫星、修复卫星和攻击/捕获敌方卫星以及投放武器系统等作战能力。此外，以该飞行器为基础，也可以发展为可重复使用的民用航天飞机(它是继美国航天飞机退役后唯一的一种低过载(1.9g)空间运载器)，支持国际空间站业务。 2 关键气动技术 2.1 气动布局设计

X-37B的气动布局经历了早期构想(图 5)、X-40A(图 7)、X-37ALTV(图 6，图 8)和X-37B(OTV，图 9)等4个研究阶段。

图 5 早期的构想图(1993年)Fig. 5 Early scheme of X-37B (in 1993)

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图 6 X-37布局(1999年启动研究)Fig. 6 Configuration of X-37B (since 1999)

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图 7 X-40A(1996年启动研究，2001年投放试验)Fig. 7 Photo of X-40A (since 1996,and dropping test in 2001)

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图 8 X-37ALTV(2006年首次无动力投放自由飞试验)Fig. 8 X-37ALTV(The first free flight test with unpowered dropping was carried out in 2006)

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图 9 2010年完成首次在轨飞行试验的X-37BFig. 9 Photos of X-37B after the first on-orbit test in 2010

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X-37的气动布局总体上继承和借鉴了航天飞机的成果，与航天飞机不同的是飞行器安装在运载火箭顶部，为了避免机翼影响助推火箭在发射飞行阶段的稳定性，专门研制一个大型整流罩，由于受运载火箭 整流罩尺寸限制，采用了全动倾斜V形尾翼布局，更 好地平衡高尾翼与低位机翼，改善飞行器的偏航性能，也为在后机身上方设计减速板提供了空间；为了提高结构及容积效率，采用低脊的圆形机身横截面，小而有效的机翼和大的机身平面都将产生足够的升力，满足飞行器自主着陆返回地面的要求，在气动外形设计上具备了飞机的主要特征。

波音公司最初设计的X-37布局，经风洞试验表明，在马赫数0.6-1.5之间、中等迎角到大迎角范围内，该布局是纵向不稳定的。这种不稳定性是由于机翼和尾部的流动分离造成的。于是，NASA阿姆斯研究中心决定利用数值计算优化方法来优化X-37的布局。由于亚声速大钝形底部这种解决方案的准确性值得怀疑，所以优化设计的努力局限于超声速条件下后部扩张并顺滑收拢于机身的布局方案。设计的目标是通过提高升力系数使得俯仰力矩曲线的斜率在Ma0.8到1.5之间大于0.025，从而改善纵向稳定性，并提高亚/跨声速空气动力特性。波音公司提供的几何约束条件包括一个沿襟翼铰链线方向固定的翼型厚度，机翼和方向升降舵最小厚度，以及一个前缘钝度的约束条件。也同时提供了机翼的弯扭和上反角约束条件以及方向升降舵后掠角和上反角约束条件。阿姆斯研究中心采用一种非结构四面体欧拉方法的AIRPLANE程序软件，得到了高保真度的分析数据。通过基于欧拉的数值优化和管理设计方法来修正机翼、机身和方向升降舵的外形，以提高稳定性和气动性能。对机翼和方向升降舵的几个参数，如机翼靠前和靠后的位置、方向升降舵的上反角、翼展、垂直位置、后掠和弯扭修正都进行了研究。用几个不同的目标函数来表示稳定性问题，既有目标俯仰力矩的单点设计，又有组合的多点目标设计，用于修正 2个迎角之间的俯仰力矩曲线的斜率。用加权的阻力/升力目标函数，在指定Ma1.2、迎角为10°时使其减至最小，对稳定性和气动性能的改善都最有效。这也证明了最初的推断，即压差阻力的减少削弱或延迟了激波诱导的流动分离，从而改善了气动性能和稳定性。经过优化设计的布局在Ma0.8，1.2，1.5，1.8，3.0和4.75时稳定性取得了显著的提高。在Ma1.2时总阻力减少8%，在Ma0.8时阻力减小10%。方向升降舵(上反角，翼展，垂直位置，弯扭角和后掠角)和机翼(靠前和靠后位置)的许多参数修正使纵向稳定性取得了显著的改善，但考虑其它任务需求带来的不利影响，部分修正设计后来并未采用^[8]。

最终X-37B的布局为：两侧机翼为细长边条翼与短小三角翼组合而成的双三角翼、机翼后缘设计有全翼展的襟副翼、一对V形尾翼(集方向舵和升降舵的功能)、V型尾翼中间有减速板、飞行器后面带有体襟翼、飞行器腹部为平面的翼身组合体布局(国外文献也有称它为升力体布局)，该布局在高超声速机动、超声速俯仰转换、跨声速及亚声速机动、着陆升阻比、着陆速度、接地姿态及侧风状态下，都获得了良好的配平和控制特性。 2.2 气动舵面/RCS/OMS复合控制设计^{[9, 10]}

X-37B作为空间机动飞行器(SMV)，与航天飞机的不同之处在于更加强调飞行器的机动性，因此其控制系统设计更加注重稳定可控性和可机动能力。X-37B的控制系统包括各种气动舵面、反作用控制系统(RCS)和轨道机动系统(OMS)，其中襟副翼、方向升降舵(V型尾翼)、V型尾翼之间的减速板以及机身后面的体襟翼为飞行器提供了气动控制(图 10)，方向升降舵对称偏转时提供俯仰控制，非对称偏转时实施偏航控制；襟副翼非对称偏转时实施滚转控制，对称偏转时调节阻力；体襟翼主要用于配平，但也可以作为控制装置辅助俯仰机动；减速板主要用于末端能量管理和进场着陆阶段的阻力控制(减速和改变飞行路径)。OMS和RCS为飞行器提供轨道机动、离轨、再入初始段的控制(图 11-13)，其中前后RCS 共28个，其喷气口大小和气流方向都有特别设计，在再入过程中，安装在后体的RCS主要用于辅助配平和控制，当RCS启动时，存在着滚转-偏航耦合和喷流干扰，因此X-37B的控制系统专门针对管理RCS和非线性特性补偿进行了设计。

图 10 X-37B的气动控制舵面Fig. 10 Sketch of aero-surfaces of X-37B

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图 11 X-37B后体RCS位置分布Fig. 11 RCS locations at X-37B afterbody

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图 12 X-37B的RCS和OMS设计Fig. 12 Design ofRCS and OMS for X-37B

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图 13 X-37B的RCS与OMS任务执行剖面Fig. 13 Mission profile for RCS and OMS of X-37B

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此外，波音/NASA/AFRL(空军研究实验室)还对X-37的动态特性、稳定性和控制特性进行了深入研究，对其纵向、横向/航向特性、机动控制能力都进行了评估，研究了多舵面配平效果以及当机翼丧失滚转效果时的特殊挑战，给出了解决办法，提出了气动力的不确定性和柔性建模问题，提供了控制设计结果和鲁棒性分析方法，并给出了再入段、末端能量管理和进场着陆阶段的结果。同时，对其飞行轨道、控制策略进行了优化设计，通过这些细致、深入的工作，保证了X-37B在各种飞行状态下实现了稳定可控。图 14为X-37名义轨道上的动压、迎角与马赫数的关系曲线。

图 14 X-37名义轨道上的动压、迎角与马赫数的关系曲线Fig. 14 Curves of dynamic pressure and angle of attack versus Ma for X-37 in the nominal orbit

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X-37B作为可重复使用飞行器，其气动外形与航天飞机相似，但几何尺寸大小只是航天飞机的1/4。由于翼面积小，加之再入大气时速度高，气动加热比航天飞机更加严重，翼前缘温度高达3000(约1649℃)以上，因此，对其热防护系统就提出了更高的要求。为了满足X-37B的热防护要求，首先在外形设计上，X-37B的头部设计比航天飞机更加圆钝一些，从而降低了驻点加热；其次在热防护系统设计方面，采用了防隔热一体化设计和梯度化设计等技术。

X-37B的热防护系统由多种热防护瓦和防护罩组成。针对X-37B的鼻锥和翼前缘防热要求，NASA阿姆斯研究中心提出了防热结构的新概念，即摒弃防 热与隔热各自独立设计的传统思想，实现了抗氧化烧蚀外层与高韧性隔热基体的一体化设计，采用机械连接方式将具有优良抗氧化烧蚀性能的外层与具有良好抗冲击载荷性能的隔热基体有效组合，并统一进行涂层处理，简化了机身的隔热结构设计，实现了功能、防热、隔热一体化、模块化的设计。

X-37B再入飞行时，飞行器内外层产生的巨大温差对其热防护系统提出了梯度化设计的要求，以缓解短距离的巨大应力引起的热裂问题。表面层完全致密化，同时具有较低的催化效率和较高的导热系数和辐射系数，对于实现热防护结构表面的抗氧化非烧蚀特性及降低表面层温度梯度非常有利。致密高导热表面层在挡住热流后，实现内部材料的高效隔热是非烧蚀热防护系统的又一重要要求。高效隔热由材料的多孔疏松结构来完成，多孔层还可以吸收或缓释致密表面层由于温度大幅升高造成的热应变，保持整个热防护系统的高温保形能力。因此，由完全致密结构向多孔疏松结构梯度过渡的非均质热防护系统结构是实现非烧蚀特性的重要途径。利用这种独特的设计方法，不但实现了低密度与非烧蚀的有机结合，而且抗热震性能好，不易产生热裂效应。

此外，X-37B的热防护系统最突出的特点是采用了新型的热结构材料，其热防护能力更强，可重复性更好。飞行器的机身采用复合材料结构，即一体化的石墨/聚酰胺构架，减少了防热瓦和防热毡的使用 量(图 15)，大大降低了飞行器的质量，提高了整体防热能力；翼前缘采用一体化的薄层轻质增韧单体纤维抗氧化陶瓷瓦(TUFROC)，其密度只是增强碳/碳材料(RC/C)的1/4，但能承受最高可达3000(约1649℃)以上的温度，能够经受飞行器再入飞行时最苛刻的热环境，TUFROC由两层轻质材料组成，外层为含碳耐高温抗氧化陶瓷隔热盖帽，内层为纤维隔热基体(图 16)。X-37B的气动舵面(图 17)在不同部位采用了不同的热结构材料，襟副翼采用碳/碳化硅(C/SiC)和碳/ 碳(C/C)陶瓷基结构(图 18)，方向舵采用碳/碳(C/C)陶瓷基结构，体襟翼采用碳/碳化硅(C/SiC)陶瓷基结构(图 19)；在高动压、高温迎风面上采用可重复使用的绝热毡(CRI)，其表面覆以增韧单体纤维隔热层(TUFI)。

图 15 X-37B一体化的石墨/聚酰胺机身防热结构Fig. 15 Integrated graphite/polyamide thermal protection structure for the body of X-37B

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图 16 X-37B翼前缘TUFROC防热瓦Fig. 16 TUFROC thermal protection blanket at the leading edge of the wing of X-37B

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图 17 X-37B热结构气动控制面Fig. 17 Thermal protection structure for aero-surfaces of X-37B

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图 18 X-37B襟副翼的热结构材料Fig. 18 Thermal-structured materials for the flaperons of X-37B

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图 19 X-37B方向舵和体襟翼的热结构材料Fig. 19 Thermal-structured materials for the rudder and body flap of X-37B

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至今为止，空间飞行器主要是利用推进系统来改变轨道平面，在低地球轨道(LEO)实现轨道平面改变消耗推进剂多，成本非常高，因此，在低地球轨道空间飞行器很少实现轨道倾角几度以上的轨道平面改变。要实现对轨道空间飞机的机动需求，如果借助空 气动力的轨道机动来完成轨道平面改变或许是一条 不错的途径。上世纪80年代，NASA就规划了通过气动-辅助飞行实验(AFE)来研究气动辅助变轨机动。最初的想法是设计一种自主的、自由飞飞行器，通过航天飞机释放并回收，但在进入最后设计阶段之前，预算的削减迫使任务于1991年取消。美国对X-37的气动辅助变轨研究源于美国国防部对未来空间进 入响应和全球快速打击能力的需求。2001年8月，美国空军司令部对军用空间飞机和可重复使用运 载器研究进行了评估，以确认X-33和X-37计划的作战效能、适应性、科学技术成熟度，并评估其它可能的 方案。评估小组一致认为，X-33计划能提供的优势 对空军的技术需求而言还很有限，因此最终被取消；而X-37作为军用空间飞机则显示出更广阔的应用前景，在热防护系统、能量管理和制导、较高焓值的再入剖面等方面具有优势，认为计划具有延续价值。同时，空军的评估研究结果中也指出了一个主要关注的 问题：认为X-37的作战方案和需求定义还不够成熟， 其中最为重要的是，美国空军最大的需求是扩展飞 行器轨道运行的灵活性。如果能证明X-37飞行器能够 离轨进入上层大气(或高空大气层)，然后利用飞行器的有翼/升力体外形能以最小的燃料消耗通过气动辅助方式改变轨道平面，X-37将是一种用一次发射的代价能在不同轨道执行多项任务的独立空间飞行器，其节省的成本非常显著，这与美国空军所期望的扩展X-37的轨道作战灵活性的构想相一致。

在描述气动辅助变轨过程时，从原理上讲通常分3步：第1步，给主火箭发动机一个小的反向加力，使空间飞行器降低其初始轨道，并在近地点与上层大气相交；第2步，椭圆机动轨道上的空间飞行器侧倾机翼，并借助空气动力产生升力矢量，改变飞行轨道航向；第3步，利用主火箭发动机产生的小推力助推，以新的轨道倾角重新回到初始高度(图 20)。但实际上这个过程要复杂得多。当遭遇大气干扰和来自轨道的阻力迁移能量时，轨道就变得不稳定，这一不稳定性给运行轨道带来灾难性的破坏，并可能危及空间飞行器。大气阻力使空间飞行器的轨道速度降低、动能减少，并引起轨道的长半轴缩短。如果初始轨道的近地点高度完全超出了地球大气层(125km)，那么，大气阻力引起的速度变化量ΔV就会出现在轨道近地点附近，其结果是，轨道的远地点会迅速降低，而近地点会继续保持相对恒定，最终，轨道能量变得很低，以至于轨道速度不能再维持在近地点，轨道就会发生灾难性“崩溃”。

图 20 气动辅助改变轨道平面的机动过程描述Fig. 20 Maneuver processes of aero-assisted orbit plane transfer

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图 21给出了轨道的大致衰减过程，曲线上有一个明显的“拐点(弯曲段)”，在该段轨道的衰减是灾难性的。为了在具有战略意义时间内，产生足够的气动力来明显地改变轨道平面，空间飞机必须刚好飞行在曲线“拐点”之上，如前所述，“拐点”之后，轨道以毁灭性方式衰减，在接近这个重要能量衰减区域运行，对空间飞机将带来较大风险。因为在这个高度上的大气非常稀薄，大气的密度和温度都存在较大的波动，且真实气体状态下飞行器的高超声速阻力特性还认识不够清楚。考虑到这些不确定性，尝试激进的开环式机动——不具有一定的轨道稳定性——将很容易导致灾难，且空气动力学预测中一个小的改变都会轻易地使空间飞机“坠入灾难”。因此，NASA和美国海军研究了一种方法，即在空气动力机动期间用轨道机动主发动机的推力来稳定轨道，即设计了一种闭环调节器，利用惯性速度和位置数据作为反馈测量结果来调节发动机的推力。由于是用发动机推力来代替由大气阻力从轨道消耗掉的轨道能量，因此，空间飞机能安全运行于“死亡生命曲线”附近，而不会有轨道崩溃的危险，所有横向力来自空气动力升力矢量，发动机只用于维持轨道的稳定性，在空气动力机动期间，维持轨道稳定所需的推进剂数量明显少于单独使用推力进行数量相当的轨道平面改变所需要的推进剂，这一过程对发动机的要求主要是具备可靠地执行多次启动的能力和高精确度调节推力的能力。

图 21 典型的近地轨道衰减变化情况Fig. 21 Attenuation of the typical low Earth orbit

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图 22给出了NASA和美国海军的研究结果，在各种初始轨道高度上，X-37能获得最大的轨道平面改变能力(可以实现12°以上的轨道平面改变)。燃料预算以X-37推进系统特性为基础，即假设飞行器的净重在整个轨道运行过程维持不变。燃料分析假设：X-37以满载燃料从初始停放轨道启动，执行改变轨道平面机动，然后返回到与原始轨道相同的圆形轨道，留有足够的燃料储备可按计划返回地面。在此算例中，机动轨道的近地点高度大约是70km，飞行器以最大的高超声速升阻比运行，且侧倾角保持75°不变。图中右侧的纵轴显示的是(燃料预算内)实现最大平面变化随初始轨道高度变化的情况，所有情形下，为了实现最大平面改变，需要多个变轨道步骤。显然，当初始轨道高度降低，可实现的改变平面能力也下降。图中左侧的纵轴显示的是，在空气动力机动期间所消耗的推进剂，就350km的初始停放轨道，与等量的单纯推进机动相比，10°的空气动力平面改变大致可节约1400kg的推进剂，节省超过200%燃料。

图 22 X-37利用空气动力机动能实现的最大轨道平面改变的计算结果Fig. 22 Computed results of maximum orbit plane change achieved by aerodynamic maneuver of X-37

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在此项研究中最不确定的问题是——高超声速气动加热和经历多个轨道热载荷循环的影响。气动加热问题会决定允许的机动轨道近地点的极限。80km高度以上的近地点，大气密度几乎不足以在战术意义时间内实现显著的平面改变。相反，70km高度以下的近地点，平面改变会相当快，但气动加热严重，需要更强的热防护，这会使得增加空间飞机的重量，并且，较低的轨道高度需要更多的推进剂来维持轨道稳定。因此，应该有一个折中点，该点的近地点高度能实现用有效的且较低的极限值减小返回高轨道的成本。在X-37作为实际利用空气动力机动改变轨道平面的验证器之前，该领域还有许多工作要做，这一研究结果是否应用于未来飞行试验计划以及国防部轨道空间飞机上仍然还存在较大分歧。到目前为止，X-37B的飞行试验还未见验证这项技术。

研究发现，要实现空间飞行器气动辅助变轨，必须突破3大关键技术，即高升阻比(L/D)的高超声速机身设计、尖锐前缘的热管理设计和研制可多次启动、可调节推力的发动机。对于高升阻比的高超声速飞行器而言，当飞行器在非常接近于最大高超声速升阻比附近运行时，进行轨道平面改变的气动机动效率最高，且实现大范围横向机动的关键因素是飞行器的最大升阻比，有效航程也与飞行器的升阻比有关。然而，在高超声速条件下，细长体形状和尖锐前缘的高升阻比布局能最大限度地减少机翼的超声速波阻，但气动加热严重；钝体外形升力体在低速时能产生较大升力且能消耗再入时的气动加热，但又无法提供良好的高超声速升阻比性能；高升阻比乘波体外形又有2个致命缺点：气动加热高和容积效率差，因此，高升阻比的高超声速机体设计尤为重要且难度较大。由于高超声速流动的驻点气动加热与表面曲率半径的平方根成反比，因此，半径越大，产生的气动加热越小，而钝前缘将导致激波从飞行器上脱体，使压缩升力损失，升阻比明显减小。为了减小波阻、提高升阻比，机翼和机体前缘必须要进行锐化，否则气动辅助方案不是一个有利的选择。对于可重启、变推力发动机而言，气动辅助机动要求有实时反馈的能力，从而确保空间飞行器将有足够的能量补偿在大气中由于阻力而损失的能量。空间飞行器的大气穿越存在不确定性，所以每次穿越所需的推力无法事先精确计算，而且与前一次比，每次连续穿越大气所需的推力和推力持续时间不同，鉴于这些原因，空间飞行器需要装配变推力发动机，而且由于完成预定的平面改变需要多次穿越大气，因此，推进系统还必须具有多次重启的能力。

综合来看，利用空气动力改变轨道平面是一项与空间飞行相关的未被尝试的基础技术。如果这种改变轨道平面的能力能通过X-37验证并得以发展，那么空间飞机运行方式将发生革命性的变化。根据美国国防部的观点，空间飞机借助空气动力手段改变轨道平面的能力有明显的军事潜力，这将使飞行器能够以单次发射成本完成多个任务目标，节约大量成本。根据NASA的观点，这种改变轨道平面能力还可以执行空间营救任务，也使从更高焓值轨道返回的风险降低，空间交会和空间行走也需要这样的技术。

除了以上四大关键气动技术外，对于X-37B这类长时间在轨运行的空间飞行器还可能涉及其它一些与气动相关问题，主要有：

(1) 高空羽流污染问题。火箭发动机和RCS喷流引起的高空羽流可污染光学设备和太阳能电池板，使其性能下降或毁损。

(2) 表面微受损问题。空间碎片、微星体、太阳离子风等对飞行器高速碰撞，可能造成表面防热系统受损，对飞行器再入气动力/热预测评估提出了挑战。据称，X-37B在首次飞行试验中受空间碎片撞击在防热瓦和机体上留下了大约七处凹坑。因此，很有必要研究高超声速碰撞及碰撞防护等问题。

(3) 在轨极稀薄气体环境(自由分子流)微气动力问题也需要研究，它会影响轨道控制精度。

(4) 在轨热结构/热防护问题。由于飞行器面对太阳阳面与阴面温差(温度梯度)极大，飞行器结构冷/热不均，可能对其内外结构造成一定影响。因此，有必要进行相关环境的热结构/热防护研究和地面试验考核。 3 试验研究工作^{[3, 7, 21, 22, 23, 24]}

X-37B的气动试验研究主要包括风洞试验、数值模拟和飞行试验研究3个方面。在这些研究过程中大量继承了航天飞机的研究成果，同时也有发展和创新。参与X-37B研究工作的共有30~40个单位，主要机构如图 23所示，其中参与气动研究的机构主要有波音公司、NASA阿姆斯研究中心、兰利研究中心、格林研究中心以及阿诺德工程发展中心(AEDC)等。气动试验研究的总目标是建立X-37B的气动力/热数据库，具体目标包括：一是试验考核满足机翼前缘尺度和高温要求的新型热防护系统(TPS)材料；二是建立气动力/热的CFD分析方法，其不确定度达到25%以内，提供满足飞行走廊(飞行轨道)范围的气动 力/热预测结果；三是提供高空、高马赫数的气动热数 据库的独立评估；四是利用外模线(OML)设计建立飞行器再入气动加热数据库；五是进行CFD分析支持气动力数据库建立。

X-37B的风洞试验研究早期的工作主要利用NASA几个研究中心的气动设备开展研究，后来才利用AEDC的9号风洞(图 24)分别在1999年和2003年开展了一系列的高马赫数(马赫数达到14)的气动力(测力和力矩)试验和大迎角(达到60°)再入空气动力学试验，同时，利用冯·卡门气体动力学设备A、B、C三座风洞分别在2001年和2004年开展了一系列的气动力、喷流干扰和气动热试验(图 25)；利用NASA阿姆斯研究中心的电弧风洞开展了飞行器热 结构材料(特别是翼前缘防热材料)的考核试验(图 26)；利用兰利研究中心的结构声学载荷和传播设备进行热结构控制舵面的动态响应试验。根据波音公 司的报告，为了研究X-37的气动布局，计划开展风洞试验6000小时，这与研发航天飞机轨道器以及创建用于再入飞行的气动数据库试验相比，这些试验只占其19%。

图 23 参与X-37的研究机构Fig. 23 The participating research institutes for X-37

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图 24 AEDC的9号风洞Fig. 24 No.9 wind tunnel of AEDC

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图 25 X-37B在AEDC风洞中的气动试验Fig. 25 Aerodynamic tests of X-37B in wind tunnels of AEDC

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图 26 X-37B在阿姆斯研究中心电弧风洞中进行防热材料考核试验Fig. 26 Performance test of the thermal protection material for X-37B in arc-heated wind tunnel of the Ames Research Center

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X-37B在气动布局研究上大量采用了数值计算方法，作为主承包商的波音公司，共组织进行了1500个CPU机时的CFD计算，用于飞行器布局筛选和优化，大大减少了风洞试验量。其中NASA阿姆斯研究中心利用其AIRPLANE程序对X-37气动布局进行优化设计，改善其稳定性和气动性能(图 27)；波音公司和阿姆斯中心对X-37B进行了气动热预测CFD计算，优化防热系统设计(图 28)；NASA德莱登研究中心和美国海军空战中心还对最初设计的B-52搭载X-37(后来改为“白色骑士”载机)进行投放分离的非定常空气动力学效应问题(包括稳定伞系统)进行了大量的CFD分析研究(图 29)等等。

图 27 X-37布局优化计算结果(M=1.2,α=10°)Fig. 27 The result of optimized calculation for the configuration of X-37

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图 28 X-37防热系统设计优化Fig. 28 Design optimization of thermal protection system for X-37

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图 29 X-37从B-52上投放分离的数值模拟Fig. 29 Numerical simulation for the drop and separation of X-37 from B-52

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美国非常注重利用飞行试验来验证地面试验和数值计算结果，也充分利用飞行试验来弥补地面试验模拟的不足，获取可信的气动数据。在X-37B的整个研究历程中，最初通过X-40A(X-37的85%缩比飞行器)在15000英尺高空进行了8次自由飞投放试验 (一次由美国空军研究实验室主持；另外7次由 NASA德莱登研究中心主持)，X-40A很好地验证了 制导、导航与控制(GNC)的设计方法，并在飞行过程 中测量气动参数，为X-37飞行器研发的气动数据库提供了 关键的从风洞到飞行的数据相关性修正。在X-40A飞行试验过程中还为研发计算大气数据系统(CADS)提供了 早期的设计信息，通过卡尔曼滤波器，计算大气数据系统处理包含飞行器其它信息的表面压力测量数据，可靠地给出迎角、侧滑角、空速、动压及马赫数等数据。X-40A的地面试验还首创了无动力自主飞行器挂载牵引滑行、释放自由滑跑的试验方法，替代了首飞常规载人或遥控滑行的试验方法(图 30)。

图 30 X-37缩比模型X-40A飞行试验Fig. 30 Flight test for the scaled model X-40A of X-37

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随后又利用X-37进场着陆试验飞行器(ALTV)的飞行试验来降低X-37B轨道试验飞行器(OTV)的风险。采用“白色骑士”载机，共进行了5次挂载飞行 及3次自由飞行试验，在3次自由飞中，飞行器在距地35000英尺的高空投放，加速到约Ma0.7，使用了编程试验输入(PTI)及飞行仪表采集数据，验证了气动数据库关键数据，以及计算大气数据系统(CADS)，并利用实际飞行数据进行了大量的制导、导航与控制模拟仿真，以确定分系统模型特征及飞行器特性。飞行试验表明，飞行器基本布局、航电设备、软件及保障系统均可实现从高空安全、可重复、精确的进场着陆(图 31)。

图 31 X-37 ALTV飞行试验Fig. 31 Flight test of X-37 ALTV

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在X-37B三次轨道飞行试验中，验证了首次使用的可重复使用头部防热瓦系统——BRI(波音公司可重复使用防热材料)、首次使用的机翼前缘防热瓦系统——TUFROC(增韧单体纤维抗氧化陶瓷瓦)、首次使用的CMC(陶瓷基复合材料)面板防热毯系统——CRI(保形可重复使用防热材料)、首次在气动舵面防热系统使用的复杂碳/碳组件。大量的飞行数据也验证了高超声速气动力/热的预测方法，为天地相关性研究和气动数据库的建立提供了可靠支持。图 32为地面滑跑试验中的X-37B轨道飞行器。

图 32 滑跑试验中的轨道飞行器X-37BFig. 32 Runway test of the orbiting vehicle X-37B

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一是从顶层规划设计方面来看，X-37B既有成功的一面，也有不足的一面。成功在于X-37B实现了 最初规划的可重复使用飞行器(RLV)的成本下降、 发射周期缩短和长时间在轨运行等设计指标；不足在于X-37B项目由于最初的应用目标并不明确、具体，最终导致该项目主管单位不断变换，先是NASA，然 后交给DARPA，接着又是美国空军快速响应能力办公室，从而造成了项目研究工作一拖再拖，进度严重滞后，在技术快速发展的今天，整个项目的研究周期(从1999年项目启动，到2010年X-37B首次入轨飞行试验，还不包括早期1996年开始的X-40A的研制时间)历时11年，比航天飞机的研制周期(从1972年1月尼克松政府正式启动航天飞机计划，到1981年4月12日“哥伦比亚”号首次发射)还长。

二是继承与创新是X-37B研制成功的主要特点。X-37B气动布局大量地继承了航天飞机的研究成果，选择带翼飞行器这种布局方案，并确定采用具有较高的高超声速升力、可增强轨道机动运行灵活性的双三角翼布局作为飞行器的基本构型，创新地采用V型尾翼，使X-37B具有较好的气动稳定性能；在研究手段上，充分利用快速发展的CFD技术，进行飞行器的选形和布局优化，大幅度地节省了风洞试验时间和经费，X-37B风洞试验量与航天飞机轨道器相比，只占其19%，这些都足以证明科学积累与继承以及技术创新的重要性。

三是三大研究手段的完美结合是X-37B研制成功的重要保障。X-37B在气动研究中除了动用了美国性能最好、尺寸最大的一些风洞设备开展充分的风洞试验，以及利用快速发展起来CFD技术进行气动布局选型和优化设计外，还特别注重飞行试验研究手段的应用，通过X-40A的8次缩比模型的自由飞投放试验、X-37ALTV全尺寸模型的5次挂载飞行及3次自由飞行试验以及X-37B轨道飞行器(OTV)的3次轨道飞行试验，获取了大量的气动数据，既验证了风洞试验和CFD的研究结果，又弥补了地面试验设备模拟能力的不足。X-37B的气动研究和气动力/热数据库的建立得益于三大研究手段的高度结合和平衡运用。

四是风险管理、知识共享和技术创新是X-37B研制过程中积累的财富^[25]。X-37B经历多家主管单位，有多项创新技术，最终能圆满成功，其中项目的风险管理贯穿始终；共享航天飞机和X系列高超声速飞行器的研究成果是X-37B成功的基础，同时X-37B也为未来其它高超声速飞行器的研制提供了新的知识共享成果；X-37B历经11年的漫漫长途，几经转手，最终该项目能保留下来(同时期的X-33、X-34、X-38、X-43等都被取消)得益于X-37B的技术创新和设计性能的实用性与可靠性。