飞行器的热防护系统采用的是泡沫材料和陶瓷 瓦。陶瓷瓦是波音公司研制的可重复使用的隔热 （BRI-16）陶瓷瓦，与航天飞机腹部的材料相似，隔 热陶瓷瓦用在机体脊部前缘和进气道斜面上，进气道 斜面之所以要使用这种材料是因为烧蚀材料的烧蚀产 物进入发动机对其性能会产生有害的作用。发动机隔 舱内侧采用了柔性的可重复使用隔热材料（FRSI），飞 行器的表面（大面积区域）采用FRSI 防护，上面涂有 波音公司的轻质烧蚀（BLA-S）泡沫材料。 像大多数飞行器一样，X-51A 体积受到很大的限
制，飞行器的子系统必须紧凑地排列在铝合金蒙皮下
面，如图4 所示为使燃料的空间最大化，X-51A 采用了集成的湿舱 方案，燃料不是装载于一个单独的罐中，而是用飞行器 的表皮和结构隔板构成燃料舱。电池装在飞行器头部、 钨制鼻锥的后面，充电的锂离子电池分别为电子设备、 飞行试验仪器（FTI）、尾舵作动器和燃油泵提供28 V， 150 V 和270 V 的直流电。一套独立的电导火管引爆装 置热电池用于飞行终止系统（FTS）。电池后面的子系统 舱内有飞行器的电子设备，飞行器导航采用惯性测量单 元（IMU）、全球定位系统（GPS）接收器和天线。导 向和控制单元（GCU）利用仪器的输入信号来确定飞行 器飞行的方向、速度。为F-22 PWR F119 发动机研制的 可拆卸的全数字发动机控制装置（FADEC），用来控制 超燃冲压发动机的燃料供给。GCU 与FADEC 的通信采 用MIL-STD-1553B 系列数据总线。小型FTI 中包含数 据采集单元和几个其他的传感器采集的飞行数据，并通过3 个S 波段的天线遥感传输这些数据。子系统舱后面 是JP-7 燃料舱，占据了飞行器的中间部分，舱内还装 有几个发动机子系统，包括燃油泵和一瓶用于超燃冲压 发动机点火的乙烯，小氮气罐用来维持舱内的少量正 压，舱内还装载115 kg 可用JP-7 燃料。飞行器尾部主 要是喷管、尾舵作动器及FTS。对X-51A 的特别领域 进行了特定的试验研究分析。在以下设备上进行了飞 行实验组件14%缩比模型的试验以确定其气动性能。 其设备是：北美航空研究风洞（NAART）设备、 NASA-LaRC 风洞设备（16 t）、波音公司的多音速风洞 (PSWT)设备等。在PSWT、AEDC 的冯卡门气动力设 备、NASA-LaRC 的UPWT 等设备上对20%缩比的巡 航体模型进行了气动力和舵偏试验。在PSWT 上还进 行了进气道质量捕获试验，用以确定飞行器不同飞行 状态下进入发动机的气流特性，其状态参数包括马赫 数、攻角和侧滑角。AFRL 空中飞行器董事会在Buffalo 研究中心的Calspan 大学的国家高能激波风洞2 （LENS-2）上对X-51A 全尺寸模型进行了试验以确定 温度和热载。与教育机构合作，在Purdue 大学的马赫 数为6 的静风洞设备上进行了边界层转捩试验。在加 利福尼亚州爱德华空军基地的高质量消音设备上对 X-51A 全尺寸模型进行了遥测和FTFTS 天线实验，以确 定天线的频率和工作模式。2009 年夏天，在ATK/GASL 设备上进行了飞行器喷管结构（BLA-HD）的试验。
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