□ 安 慧

高超聲速飛行在廣義上可泛指在大氣層中馬赫數(shù)大于5的飛行。在這個意義上，飛船、航天飛機（包括美國的X-37B）、導彈的再入段，都有一段是高超聲速飛行，包括它們的上升段，也有一段是高超聲速飛行，但它們都沒有進行高超聲速巡航，遇到的問題相對簡單。在本文中我們著重討論用吸氣式發(fā)動機在大氣層中進行高超聲速巡航的飛行器，以及用火箭助推到高空然后滑翔的飛行器。由于它們的高超聲速飛行時間較長，遇到的問題就要復雜得多。

HyFly的發(fā)動機進行風洞試驗

人類飛行遭遇高超聲速屏障

飛得更快、更高、更遠，是人類永恒的追求。在上世紀50年代起，國際航空航天界，就關(guān)注高超聲速巡航的技術(shù)，其核心是超聲速燃燒沖壓發(fā)動機（簡稱超燃沖壓發(fā)動機）、高升阻比氣動外形、機體與發(fā)動機一體化設(shè)計、防熱結(jié)構(gòu)與材料、制導導航與控制等。經(jīng)過長期的努力，高超聲速技術(shù)始終未能全面突破。從而，航空航天界就將高超聲速巡航，列為人類飛行繼克服“音障”和“熱障”后，將要攻克的第三道屏障。

1986年美國航宇局（NASA），決定在其30多年研究的基礎(chǔ)上，發(fā)展單級入軌的空天飛機（NASP）,但在花出30億代價后，最后不得不下馬。該計劃下馬的主要原因的是方案過于先進；超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)還不成熟；所需資金過大而無法承擔；過分依賴于計算流體力學（CFD）的計算，對地面試驗和飛行試驗重視不夠等。在這之后，美國航宇局認真吸取了教訓，繼續(xù)執(zhí)行了一項規(guī)模較小的飛行試驗演示驗證的Hyper-X計劃，其目的是擴展將來可以軍民兩用的高超聲速技術(shù)基礎(chǔ)。它的第一個無人高超聲速驗證機就是X-43A。

HyFly掛在F-15下

2001年6月2日，在加州愛德華茲空軍基地進行了X- 43A的首次試飛，它與“飛馬座”助推火箭一起，從一架經(jīng)過改裝的B-52轟炸機的機翼脫離，由于助推火箭偏航自爆，試驗宣告失敗。2004年3月27日進行了第二次試飛。在助推火箭的推動下，飛到30千米的高空，此后靠自身的超燃沖壓發(fā)動機，飛行約6分鐘后，墜入了太平洋。在飛行中，X-43A的飛行馬赫數(shù)達到6.83。2004年11月16日進行了第三次試飛。“飛馬座”火箭將X-43A推至大約33.5千米的高空，飛行馬赫數(shù)達到9.65。從而，X-43A為人類實現(xiàn)高超聲飛行，跨出了艱難的第一步。但真實的高超聲速飛行，要比X-43A復雜得多，為了說明問題，我們首先從發(fā)動機說起。

HyFly的外形

在分離前的HTV-2

X－43A的外形

高超聲速飛行的關(guān)鍵是發(fā)動機

目前超聲速飛機使用的渦輪噴氣發(fā)動機，可以工作到馬赫數(shù)稍大于3。在更高的飛行馬赫數(shù)時，渦輪葉片就會因受熱而損壞。早在1913年，法國工程師雷恩·洛蘭，就提出了單靠速度沖壓，不需壓氣機的沖壓發(fā)動機。它通常由進氣道、燃燒室、推進噴管等三部分組成。1934年時，施米特和馬德林提出了以沖壓發(fā)動機為動力的“飛行炸彈”，并于1939年完成了原型。后來這一設(shè)計，由德空軍于1942年12月24日，研制成功了納粹德國的V-1巡航導彈。此后，沖壓發(fā)動機已成功地應用到一些超聲速飛機和導彈上。

當馬赫數(shù)大于5時，這種燃燒室中流動為亞聲速的沖壓發(fā)動機就不再適用了。其主要原因是氣流由高超聲速滯止到亞聲速，帶來的進氣損失，可引起發(fā)動機性能的急劇下降。氣流滯止，還會導致氣體溫度過高，超過燃燒室能承受的極限。另外，高溫引起的氣體離解，也會消耗很大一部分化學反應熱。所以，馬赫數(shù)5是沖壓發(fā)動機的實際極限。為了突破這個限制，人們提出了在燃燒室中流動為超聲速的超燃沖壓發(fā)動機。這種發(fā)動機利用由飛行器頭部產(chǎn)生的斜激波和飛行器前體，適當壓縮來流氣體，使其速度降低，溫度升高，但到達燃燒室后仍為超聲速流動。這種新發(fā)動機，成功地避免了氣流溫度過高的問題，但也帶來了類似在颶風中點燃一支蠟燭那樣的許多困難。

經(jīng)過多年的發(fā)展，國外已研究設(shè)計出多種超燃沖壓發(fā)動機方案。其中，研究最多的是如何將亞燃和超燃發(fā)動機組合起來，達到既能在兩種燃燒模態(tài)之間順利轉(zhuǎn)換，又能減輕質(zhì)量的目的。目前主要提出了三種類型，即雙模態(tài)沖壓發(fā)動機、雙燃燒室沖壓發(fā)動機和雙燃料沖壓發(fā)動機。雙模態(tài)沖壓發(fā)動機是指發(fā)動機可以亞聲速燃燒和超聲速燃燒兩種模式工作的發(fā)動機。當雙模態(tài)發(fā)動機的飛行馬赫數(shù)低于5時，在發(fā)動機的進氣道內(nèi)產(chǎn)生正激波，使燃燒室進口氣流為亞聲速，實現(xiàn)亞聲速燃燒；當馬赫數(shù)大于5時，在發(fā)動機的進氣道內(nèi)產(chǎn)生一串斜激波，氣流以超聲速進入燃燒室，實現(xiàn)超聲速燃燒。對于采用碳氫燃料的超燃沖壓發(fā)動機來說，當發(fā)動機在馬赫3～4.5范圍工作時，會發(fā)生燃料不易著火的問題，為解決這一問題，提出了雙燃燒室沖壓發(fā)動機。這種發(fā)動機的進氣道分為兩部分：一部分引導部分來流進入亞聲速燃燒室，另一部分引導其余來流進入超聲速燃燒室。位于前部的亞聲速燃燒室起超聲速燃燃燒室點火源的作用，使低馬赫數(shù)下，燃料的熱量得以有效釋放。從另一個觀點看，燃氣流在超燃燃燒室的燃燒，就是亞燃后的一種補燃。為了克服碳氫燃料點火延遲長的缺點，一般要用氫來點燃碳氫燃料。雙燃料沖壓發(fā)動機就是在低馬赫數(shù)下以碳氫燃料作亞聲速燃燒，在馬赫數(shù)大于5或更高時，采用氫為燃料。這種發(fā)動機可能會用于高超聲速飛機和空天飛機，但由于結(jié)構(gòu)復雜，目前還處于實驗室研究階段。

雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機

X-43A的結(jié)構(gòu)

在解決了燃料的噴射、混合、點火問題之后，一個實用的超燃沖壓發(fā)動機，依靠兩方面來產(chǎn)生穩(wěn)定的推力。一方面，通過設(shè)計整個通道內(nèi)部的幾何形狀，準確控制流經(jīng)發(fā)動機的氣流的速度與壓力；另一方面，還要調(diào)節(jié)進入燃燒室的燃料量，使它能夠準確地按照需要，完全燃燒并釋放出能量。為此，除了要精心設(shè)計燃燒室外，還要進行進氣道、燃燒室和尾噴管的協(xié)調(diào)設(shè)計，以及進行發(fā)動機和機體的一體化設(shè)計，以保證發(fā)動機的推力能克服飛行器的阻力和保持飛行器的穩(wěn)定性。通常，協(xié)調(diào)后對各組成部分的性能要求，是隨飛行馬赫數(shù)的變化而變化的。由此可見，像X- 43A那樣，由助推火箭將飛行器助推到一個固定的飛行馬赫數(shù)，再啟動超燃沖壓發(fā)動機是較容易的，而在實際飛行器上，必須經(jīng)歷由超聲速加速到高超聲速的過程，其飛行馬赫數(shù)是逐漸增加而變化的。由此可見，由于超聲速燃燒沖壓發(fā)動機的工作窗口極其狹窄，又因當前地面試驗能力明顯不足，對飛行器性能和發(fā)動機性能的預測，都存在較大的不確定度，再加上實際飛行中會有擾動，都可能使發(fā)動機達不到設(shè)計狀態(tài)，而不能維持穩(wěn)定的但時間極短的超聲速燃燒，最終導致整個飛行試驗的失敗。

美國空軍正在研制的X-51A

X-43A在風洞中進行馬赫數(shù)為7的試驗

高超聲速試驗并非一帆風順

2001年，N A S A和美國國防部就聯(lián)合提出了“國家航空航天倡議”（NAI）。該倡議建議美國發(fā)展高超聲速飛行器分三步走：

（1）近期致力于攻擊關(guān)鍵目標的超聲速/高超聲速巡航導彈；

（2）中期集中于發(fā)展能夠?qū)崿F(xiàn)全球到達的高超聲速轟炸機；

（3）遠期瞄準可承擔得起和及時進入太空的重復使用的運載器。

在這個倡議的統(tǒng)籌規(guī)劃下，美國空軍、海軍都進行了以高超聲速巡航導彈為背景的驗證機的研制。

美國空軍在完成HyTech（1995-2002）計劃的基礎(chǔ)上，推動了一個采用碳氫燃料的超燃燒沖壓發(fā)動機的飛行驗證器（X-51A）計劃。該項目由波音公司、普惠公司和美國空軍研究實驗室共同研制，其飛行馬赫數(shù)將達到6-7。驗證器為乘波外形，長7.9米，重1810千克。它先用B-52帶飛到馬赫數(shù)0.8-0.9，然后用導彈加速到馬赫數(shù)4.5，再用自己的發(fā)動機加速到馬赫數(shù)6-7。X-51A沿用了X-43A時采用過的雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機。它的設(shè)計十分復雜，必須通過仔細設(shè)計發(fā)動機的氣流幾何、注入燃料的位置和注入量，來實現(xiàn)兩種燃燒模態(tài)的轉(zhuǎn)換。

2010年5月26日，X-51A進行了的第一次飛行試驗。B-52從愛德華茲空軍基地起飛，爬升到預定高度后，在馬赫數(shù)0.8的飛行速度下，釋放了由助推器和驗證機組成的X-51A試驗系統(tǒng)。大約4秒后，助推器按照預定程序點火，將X-51A驗證機，助推到馬赫數(shù)4.8。隨后，X-51A驗證機與助推器、級間段分離，按照預定程序，成功地完成了一個平緩的180度滾轉(zhuǎn)機動。在這一過程中，X-51A將進氣口從上方位置改變?yōu)楦共课恢?，飛行速度略微降低到馬赫數(shù)4.73。隨后，超燃沖壓發(fā)動機先點燃乙烯，然后過渡到JP-7碳氫燃料的點火、燃燒。接著，X-51A開始逐步加速。此時遙測數(shù)據(jù)表明，加速度略低于設(shè)計值，而且發(fā)動機艙后部的溫度明顯高于設(shè)計值。通過監(jiān)測數(shù)據(jù)發(fā)現(xiàn)，X-51 A開始減速，并且遙測信號丟失，于是下令終止試飛，飛行器啟動了自毀程序。結(jié)果，超燃沖壓發(fā)動機只工作了140秒，并未達到預期的300秒時間。業(yè)內(nèi)人士普遍認為，在這次飛行試驗中，試驗停止在兩種模態(tài)轉(zhuǎn)換的關(guān)鍵點上，估計發(fā)動機仍處在亞聲速燃燒狀態(tài)，并未真正達到超聲速燃燒狀態(tài)。從這個觀點出發(fā)，可以認為X-51A的這次飛行試驗，基本上是失敗的。

2011年6月13日，X-51A又進行的第二次飛行試驗。在飛行中由于超燃沖壓發(fā)動機的進氣道未能啟動，X-51A第二次飛行就提早終止。在操控人員的控制下，飛行器濺落到加利福尼亞沿海。

2012年8月14日， X-51A的第三次試飛又宣告失敗。美國空軍原本希望這次X-51A可以加速到6倍聲速，沖上21千米的高空，持續(xù)飛行300秒。在當天的試驗中，X-51A在15千米高空，從B-52轟炸機翼下分離后，助推火箭順利點火，但在飛行16秒后，飛行器上一個平衡尾翼出現(xiàn)問題，導致其超音速燃燒沖壓發(fā)動機無法成功點火，飛行器很快失去控制，墜入太平洋。

美國海軍的高超聲速飛行試驗計劃進展也很不順利。2001年，美國國防高級研究計劃局（DARPA）和海軍研究辦公室（ONR）聯(lián)合開展了“高超聲速飛行驗證計劃”（HyFly）。計劃的目標是發(fā)展廉價的遠程高超聲速戰(zhàn)術(shù)導彈。它可在飛機、艦艇和潛艇上發(fā)射，以攻擊地面目標。驗證的目標是：巡航高度為27.4 千米,到達最大航程的時間小于10分鐘。在航程為1112 千米時保持馬赫數(shù)為6.5巡航，或航程為1482 千米時保持馬赫數(shù)為4.0巡航，并能拋撒子彈頭。推進系統(tǒng)采用與X-43A 和X-51A的雙模態(tài)發(fā)動機完全不同的雙燃燒室沖壓發(fā)動機。制造X-43A的超燃沖壓發(fā)動機的美國ATK公司，為HyFly制造了使用碳氫燃料的超燃沖壓發(fā)動機。2005年8月、2008年1月和2010年7月，HyFly的連續(xù)三次飛行試驗，均因動力系統(tǒng)出現(xiàn)故障而宣告失敗。

在車間中的X-51A

HTV-2的風洞試驗

HTV的兩次試驗均告失敗

前述的美國“國家航空航天倡議”，要求將高超聲速技術(shù)和確保太空進入能力結(jié)合起來。為此，2002年，DARPA提出了“兵力運用與從本土發(fā)射(FALCON) ”計劃，也稱獵鷹計劃。獵鷹計劃近期目標是研制一次性小型運載火箭(SLV)和通用氣動飛行器(CAV)，使用SLV把CAV發(fā)射到亞軌道后，CAV在再入大氣層后，通過高升阻比的氣動外形，進行長時間的大距離滑翔，同時具備大范圍機動的能力，以規(guī)避各種可能的攔截火力。CAV在到達目標附近時，可釋放攜帶的制導彈藥，對目標進行精確打擊。

2004年美國國會審議獵鷹計劃時，美國參議院極力要求取消CAV的預算，不過眾議院則對CAV情有獨鐘，要求加大撥款大力發(fā)展。最終兩院達成妥協(xié)，通過了預算撥款但取消了獵鷹計劃中的武器部分，規(guī)定不能用于武器化的CAV開發(fā)，也禁止使用陸基或是潛射彈道導彈發(fā)射CAV。在這之后，CAV改名為高超聲速技術(shù)飛行器(HTV)。HTV作為高超音速技術(shù)演示和驗證計劃的一部分，著眼于進行在較高的高空，驗證與高超聲速飛行相關(guān)的技術(shù)，如高超聲速空氣動力學、長時間高超聲速飛行的防熱技術(shù)、高超聲飛行下的制導、導航與控制技術(shù)等。在計劃的執(zhí)行過程中，HTV-1、HTV-3相繼被撤消，只有由洛克希德馬丁公司的臭鼬團隊研制的HTV-2飛行器，進行了兩次飛行試驗。

HTV-2使用優(yōu)化設(shè)計的乘波外形，以提高升阻比。在防熱上在其外部使用了低燒蝕的碳-碳復合材料，配合一系列隔熱措施，來確保內(nèi)部的常溫環(huán)境。雖然HTV-2的速度在再入后隨著滑翔不斷降低，但其最終的飛行馬赫數(shù)也在4左右。由于高超聲速飛行的時間較長，必須進行防熱、氣動和控制的一體化設(shè)計，其難度就遠遠高于載人飛船與航天飛機。高超音速飛行也意味著要求更快反應的控制，而困難的是人類目前并未全面掌握高超聲速下實現(xiàn)空氣動力控制的規(guī)律。

2010年4月，在加州范登堡空軍基地，進行了獵鷹HTV-2首次飛行試驗，用“彌諾陶洛斯-4”運載火箭將HTV-2送至預定分離點，HTV-2在飛行馬赫數(shù)超過20的情況下與火箭上面級分離，但在發(fā)射9分鐘后，與地面控制站就失去了聯(lián)系，試驗宣告失敗。2010年末，DARPA公布了獨立的工程審查委員會對HTV-2的調(diào)查結(jié)果，指出首飛失控最可能的原因是偏航超出預期，并同時伴隨翻滾，這些異?，F(xiàn)象，超出了姿態(tài)控制系統(tǒng)的調(diào)節(jié)能力，觸發(fā)了飛行器墜毀。2011年8月13日凌晨，又進行了“HTV-2”的第二次試飛，但“獵鷹HTV-2”在升空大約半小時后，便與地面失去聯(lián)系，試飛再次宣告失敗。DARPA稱，對事故的分析表明，高速飛行導致飛行器大部分外殼損毀。研制者推測，部分外殼因局部燒蝕損壞后，快速形成的損傷區(qū)在飛行器周圍，產(chǎn)生了意料之外的強大激波，導致飛行器的飛行迅速終止。

實際上，目前的地面試驗設(shè)備難于模擬飛行馬赫數(shù)大于10的真實飛行，而沒有經(jīng)過驗證的C F D計算結(jié)果，其數(shù)據(jù)的不確定度也很大，難于達到設(shè)計要求。

X-51A的發(fā)動機進行風洞試驗

美國高超聲速試驗的啟示

美國的多個高超聲速計劃的相繼失敗，將在一定程度上影響對突破高超聲速屏障的信心?，F(xiàn)在就對人類能否突破這個高超聲速屏障下個定論，明顯過早，關(guān)鍵是要認真總結(jié)經(jīng)驗教訓。

盡管美國的每次高超聲速試驗失敗的具體原因各不相同，但綜合起來，也可以發(fā)現(xiàn)它們有著共同的原因。一是美國從2008年發(fā)生金融危機以來，政府的債務日益增加，目前已達GDP的70%左右，這就要求大大縮減國防預算。與過去類似的項目相比，美國對幾個高超聲速計劃的投入都較少，如最復雜的X-51A的總投入也只有8.8億美元。由于經(jīng)費有限，無法進行較充分的地面試驗，更無法建設(shè)能夠模擬飛行馬赫數(shù)大于10的新型地面試驗設(shè)備，而單純依靠CFD計算必將帶來巨大風險。二是美國軍方對這些計劃的期望值過高，再加上媒體的炒作，使管理和科技人員肩負太大的壓力。實際上，這些計劃都是一些技術(shù)試驗，離開實用的武器相距甚遠，它們也都并未正式列入美軍的“全球快速打擊（PGS）計劃”之內(nèi)，但媒體卻大大夸大其性能，說什么“一小時內(nèi)可以打擊全球的目標”之類，從而助長了管理和科技人員的急躁情緒，急于求成，則欲速而不達。

對于高超聲速飛行器而言，最大的問題是目前的技術(shù)成熟水平（TRL）不足。按照美國的標準，一種新技術(shù)投入應用至少應達到第6級技術(shù)成熟水平（TRL6），即表示系統(tǒng)或原型機已在相關(guān)環(huán)境下進行過實際的驗證，這是以可接受的風險開展應用性發(fā)展所要求的最低水平。X-43A雖然取得了成功，但飛行條件和真實飛行相差甚遠，尚不能達到TRL6的標準。更重要的是我們對高超聲速空氣動力學（如邊界層轉(zhuǎn)捩）和超燃沖壓發(fā)動機的內(nèi)部流動，在認識上都還存在盲區(qū)。正如2008年美國國防部提出的《高超聲速計劃發(fā)展路線圖》指出的那樣：“隨著馬赫數(shù)增加，與高超聲速飛行相關(guān)的基礎(chǔ)科學挑戰(zhàn)的復雜性和嚴峻性隨之增大，因此，基礎(chǔ)研究是國防部高超聲速研究、發(fā)展、試驗與評估工作的核心?！?/p>

美軍的高超聲速試驗屢試屢敗，但屢敗仍屢試，這種對失敗的寬容和透明，是一項重大創(chuàng)新取得成功的前提，其精神值得借鑒。

人類何時才能突破高超聲速屏障?估計至少還要20年。在高超聲速飛行器真正具有實用性、并成為遠程攻擊系統(tǒng)的候選者之前，仍需要進行大量的基礎(chǔ)研究、地面試驗和飛行試驗。

X-51A掛在B-52下的結(jié)構(gòu)