向着军事化飞驰

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近20年来，美国围绕常规快速全球打击和作战快速响应空间计划，积极开展高超音速巡航导弹、高超音速滑翔飞行器和可重复使用航天运载器的研究，高超音速技术取得了很大的成就。

Hyper- X计划与X- 43A

空天飞机项目虽然取消，但积累了丰富的数据和经验。加上俄罗斯“冷”发动机成功的刺激，美国于1997年正式启动了Hyper-X计划，主要目的是验证超燃冲压发动机为动力的高超音速试验飞行器的总体性能，以及检验高超音速飞行器的设计和试验方法。

Hyper-X计划制造了使用液氢燃料超燃冲压发动机的X-43A高超音速飞行器。这种机身一体化设计的超燃冲压发动机是过去20年研究的成果总结。据称X-43A使用的超燃冲压发动机是NASP主发动机的原型型号，已经进行了充分的地面风洞测试和模拟仿真，美国工程师们对它的高超音速飞行工作很有信心。简单地说，它的前机身起到了进气道的作用，而机身后部起到尾喷管的作用。但X-43A飞行速度远超马赫数5，气动加热成了非常严重的绊脚石。美国为它研制了最新的热防护结构，保证其复合材料可以承受高超音速飞行时的热载荷。X-43A的飞行试验的成功也让它成为美国高超音速技术发展中一个重要里程碑。

X-43A飞行器从B-52轰炸机上释放后使用“飞马座”固体火箭第一级进行加速，到达预定高度和速度后与助推火箭分离，超燃冲压发动机点火工作5到10秒，将飞行器加速到马赫数7或10，进行一系列高超音速下的空气动力学和推进系统试验。根据计划，首次飞行将要达到马赫数7，第二次仍为马赫数7，而第三次将达到马赫数10。除了2001年6月2日的首次试验由于助推火箭故障失败外，后两次试验都达到了预定的速度，创造了吸气式发动机飞行器在大气层内加速飞行的速度纪录。

2004年3月27日，X-43A发射后在28500米高度与助推火箭分离，超燃冲压发动机点火工作约11秒，推动飞行器加速达到马赫数6.83的最高速度。2004年11约16日，X-43A在第三次试验中工作约11秒，达到马赫数9.8的最大速度，这两次成功试飞是首次实现以超燃冲压发动机为动力的飞行器的自由飞行（俄罗斯的“冷”计划中助推发动机未分离），是高超音速推进技术从理论走向应用阶段的重要标志。

X-43A尖锐的前缘由11个部件构成，鼻缘半径只有0.03英寸（0.762毫米），这虽然有利于升阻比的提高，但加剧了气动加热，鼻缘区温度相当高。美国航空航天局的地面数值仿真计算显示，在马赫数7的飞行速度下，鼻缘温度可达约1650℃，而马赫数10时更是高达2093℃到2204℃。为此，X-43A前缘的11个部件都使用碳-碳复合材料，还特意增加了碳化硅耐热涂层，但仍然难以在高速高温和高热流的冲击下胜任预定任务。 NASA为此专门成立了马赫数10前缘顾问委员会，研究高超音速下的热防护问题，提出并主要使用了三种解决办法。

首先是使用不同的涂层材料制造了前缘部门的试制件，并在电弧喷射实验中模拟实际飞行环境。涂层材料的选取不仅取决于耐高温性能，还取决于它的热处理温度、热辐射系数等因素。前缘碳-碳复合材料的涂层由三层薄膜构成，首先是碳化硅轉化层，中间是化学蒸汽沉积法制造的碳化硅涂层，最外层是化学蒸汽沉积法制造的碳化铪涂层。防热涂层的热处理工艺同样至关重要，比如具体工艺的层裂剥落强度也是选择涂层和工艺，保证涂层耐高温性能的重要指标。

其次，对沿弦向和沿展向的碳碳复合材料都使用了非均衡编织的技术，通过热导率的变化“疏通”热流，降低热应力引起的变形和由此产生的更严重的气动加热。这种独特的方法利用了复合材料的可设计性，通过改变结构热导率改变部件热流的技术，是目前高超音速领域缓解热应力和热变形最有效的方法之一，有人称之为“热导法”。

第三个加强热防护的手段被称为滑动连接法。高超音速飞行时面对高温高热流引起的热变形，传统的思路是强度上尽可能坚固，而X-43A却反其道而行，在鼻缘构件上使用了套槽插孔的连接设计技术，允许热膨胀甚至相对滑动，降低了热应力对飞行器整体结构的影响。X-43A飞行器的上下表面使用覆盖氧化铝陶瓷的防热瓦，发动机散热使用纳米氧化铝颗粒增强铜基复合材料合金。超燃冲压发动机前缘和导流板还使用了主动水冷防热设计，以缓解火箭助推阶段和超燃冲压发动机工作时产生的高加热量。

美国航空航天局还计划进行碳氢燃料的X-43B项目。X-43B使用一体化吸气火箭系统发动机，目标是使用碳氢燃料完成初始启动，达到马赫数2.5后启动亚燃冲压模式，达到马赫数5后启动超燃冲压模式，最终达到马赫数7的最高速度。

HyTech计划

X-43A项目虽然达到了预期目标，但液氢燃料并不是高超音速飞行器的实用选择，从X-43A的发动机不得不使用主动水冷的设计，就可以看到它的局限性。正因为如此，美国稍后将研制重点转向速度较低但实用价值更大的碳氢燃料超燃冲压发动机项目。其中美国空军研究实验室、美国国防高级研究计划局和美国航空航天局推出了HyTech计划。

HyTech计划从1996年开始，重点是普惠公司的HySET发动机研制项目，目标是研制一种在马赫数4-8速度下工作的碳氢燃料双模超燃冲压发动机。发动机不仅使用混合压缩进气道，还将使用碳氢燃料进行再生冷却，并考虑了发动机和导弹的一体化外形设计，以及使用轻质材料减轻重量和更好的热防护系统等设计。

在部件技术验证阶段，普惠公司在超音速风洞中进行了大量缩比试验，并开展了一体化进气道的研究试验。对于燃烧室部分，通过缩比实验模型验证了高超音速下的燃烧效率。对喷管部分，不仅研究了推力矢量喷管的控制方案，还对喷管使用的碳-碳、碳-碳化硅耐高温复合材料进行了详细的试验研究。

在此技术基础上，普惠公司开始制造地面验证机GDE-1和GDE-2。GDE-1是一种双模超燃冲压发动机，包括可调板进气道、主副燃烧室和单面膨胀而尾喷管，其中进气道和喷管使用耐高温复合材料确保被动冷却，而燃烧室由高温合金组成，使用碳氢燃料进行再生冷却。碳氢燃料对燃烧室的冷却本身也是预热分解和汽化的过程，有助于加速超音速燃烧。GDE-1发动机在地面自由射流试车台上，在模拟马赫数4.5马赫和马赫数6.5速度下进行了数十次高超音速试验。这也是碳氢燃料超燃冲压发动机的首次地面自由射流试验。GDE-2发动机更进一步，拥有一体化的燃料系统，用于验证闭环条件下主动冷却系统和燃料调节系统的设计和性能，它还使用了FADEC控制系统，2005年在马赫数5的自由射流试验中进行了长时间的成功试验。2006年，GDE-2多次成功进行马赫数5的高超音速工作试验，作为一个成套的实用化推进系统，它标志着高超音速推进技术取得了里程碑式的重要成就，为后续飞行试验项目铺平了道路。

NASA还讨论过使用美国空军HyTECH碳氢燃料超燃冲压发动机的X-43C项目、X-43A进一步发展的X-43D项目。X-43D计划使用氢燃料超燃冲压发动机达到马赫数15的速度。规划很丰满，但现实却很令人无奈。最终只有X-43A进行了实际飞行试验，X-43B、X-43C和X-43D都胎死腹中。

X- 51A

美军还启动过“先进快速反应导弹演示器”项目，速度指标达到了马赫数6以上，目标是研制出一种可以对400海里外目标进行廉价快速打击的高超音速导弹，项目提出了两个备选的方案：乘波体设计和传统的圆柱体设计。2001年工组取消后，两个方案分别成为不同的新项目，也就是美国空军研究实验室（AFRL）的X-51A和美国海军研究局（ONR）的“高飞”（HyFly）项目。

X-51A是美国空军、美国国防高级研究计划局、普惠和波音公司的联合项目，它部分继承了早期Hyper-X的气动布局和机身/发动机一体化设计等技术，是美国新世纪最成功的超燃冲压发动机试验项目之一。它外形上是典型的乘波体布局，动力采用HyTech项目下普惠公司研制的SJX61发动机。

SJX61发动机首先在地面超音速风洞进行了GDE-1和GDE-2等试验，初步检验了发动机的性能，随后计划使用X-51A飞行器试飞。

按照要求，X-51A飞行器将在27.4千米高度巡航，飞行速度马赫数4.5-6.5，发动机点火工作时间300秒，实际上它就是未来高超音速巡航导弹的缩比试验飞行器。

2010年5月26日X-51A进行了首次试验，试验中它在21千米高度加速到速度接近马赫数5，不过超燃冲压发动机只工作了约140秒，加速度也比设计指标低得多。但这个140秒的高超音速动力飞行，已经把上一个记录保持者X-43A的12秒飞行远远抛在身后。

2011年6月13日的第二次试验和2012年8月14日的第三次试验都失败了。

2013年5月1日的最后一次飞行中，X-51A从B-52H轰炸机上投放，由助推器加速到马赫数4.8。随后超燃冲压发动机开始点火工作时间，并最终将速度加速到马赫数5.1。动力飞行210秒后，由于燃油耗尽停止工作，最终在发射370秒后落入太平洋，其飞行距离据称达到了740千米。

X-51A的试验刷新了超燃冲压发动机的历史记录。虽然飞行试验中超燃冲压发动机并没有达到300秒的工作时间，更没有达到马赫数6的速度。但它的成功仍是高超音速飞行器和超燃冲压发动机的巨大突破。SJX-61发动机在实际飞行中不仅实现了净推力和正加速度，并持续工作了上百秒时间，比X-43A的发动机工作时间提高了一个数量级。

X-51A的部分成功已经极大地鼓舞了美国国防高级研究计划局。目前美军打算在此基础上研制高速打击武器，它使用碳氢燃料超燃冲压发动机，速度超过5马赫，射程可能高达1000千米左右。

“高飞”（HyFly）计划

对比X-51A项目的成功，美国国防高级研究计划局和海军研究办公室的联合项目HyFly就要倒霉的多。HyFly的发动机由约翰·霍普金斯大学的应用物理实验室研制，是一个使用双燃烧室冲压发动机的实验项目，其源头可以追溯到20世纪60年代的超燃冲压导弹项目。20世纪70年代开始应用物理实验室提出了双燃烧室冲压发动机概念，并证实了它使用碳氢燃料的可行性，经过十多年的研制，先后在进气道、亚音速燃烧室和超音速燃烧室等方面取得突破。

HyFly的轴对称亚燃/超燃发动机设计十分巧妙，它使用廉价的传统JP-10航空煤油。戽斗形的外壳内部设计了三个不同的气流通道，其中25%的空气通过旋流通道和导流通道进入亚音速燃烧室，又有25%的空气被强迫旋转后进一步减速，与雾化燃料结合成为油气混合气，剩余的则形成富油混合气。亚音速燃烧室的燃烧和普通冲压发动机类似，因此它可以将启动速度降低到马赫数3。而X-51A的SJX61发动机则要在马赫数4.5以上内才能点火启动。HyFly发动机剩余的75%空气通过一个收敛通道进入超音速燃烧室，与亚音速燃烧室部分燃烧的富油混合气混合进行完全燃烧，实现稳定的超音速燃烧，最终可达到马赫数6的速度。

HyFly在风洞中成功模拟了27400米高空马赫数6.5飞行的情况。2005年进行了自由飞大气层超燃冲压发动机实验技术子项目试验，发射了缩比的双模冲压发动机，并工作15秒之久，在19200米高度速度达到了1.6千米/秒的速度。

HyFly设计虽然巧妙，但试验却異常悲剧。三次飞行试验都以失败告终。2010年7月29日，这种设计速度马赫数6、射程600海里的高超音速导弹在悄无声息中黯然落幕。

“先进高超音速武器”

美国陆军“先进高超音速武器”（AHW）项目，其目标更多着眼于再入后高超音速滑翔的增程效果。项目的技术源自美国桑迪亚实验室早年的桑迪亚有翼再入飞行器试验，使用双锥体气动外形加气动舵面控制技术，虽然它的升阻比要比HTV-2要低得多，但技术难度更低，从而为试验的成功奠定了基础。2011年进行了第一次飞行试验，它使用战略靶弹系统从夏威夷群岛的考艾岛发射场发射后，和助推器分离再入，开始高超音速滑翔，并成功飞抵距离发射成3700千米外的夸贾林环礁的里根靶场。第一次试验搜集了高超音速助推-滑翔飞行的试验数据，考核了高超音速滑翔飞行器的气动、制导和热防护技术。

2014年8月25日进行了第二次试验。它计划从阿拉斯加州的科迪亚克岛发射场发射，最终落区位于夸贾林环礁的里根靶场，总飞行距离约3500海里（6500千米）。但升空才4秒，就因为STARS助推器的故障引爆了试验导弹甚至损坏了发射台。事后分析称问题来自STARS的热防护层。

AHW的成功试验是美国近些年来高超音速试验飞行中不多的亮点，第一次成功的鼓舞，加上第二次试验失败并非AHW自身问题，使之得到了高层的赏识。2014财年AHW得到了5500万美元预算，2015和2016财年分别是9000万和8600万美元，至于2017到2021财年可能申请高达10亿美元的预算，用于在2017到2019年间进行更多的飞行试验。目前损坏的发射工位已经修复完毕，AHW的第三次飞行试验有望在2017年进行。根据2017财年预算申请，AHW的后续试验中可能使用新研制的助推器。

“先进高超音速武器”在美国高超音速助推-滑翔武器中起到了中流砥柱的作用。它接替了高大上但屡屡失败的HTV-2的地位，也被称为替代再入系统。该技术成熟后如果转化为实际高超音速装备。

“战术助推滑翔”（TBG）

美军最有望实用化的助推-滑翔项目，还是美国空军和美国国防高级研究计划局联合开展的“战术助推滑翔”（TBG）项目。TBG项目计划将吸取HTV等项目的经验教训和技术成果，研制一种空射或舰载、可以在10分钟内飞行超过1000海里的战术级助推-滑翔导弹，据称TBG将首先被加速到高超音速，随后在接近60千米的高度开始再入滑翔。从某种意义上说， TBG可以看做是“潘兴Ⅱ”导弹的延续，两者拥有类似的射程，不同在于TBG要进行远距离的高超音速滑翔，具有更强的机动能力和突防能力，美国反介入研究不断升温的背景下，TBG转化的实际高超音速武器项目将具有极大的现实威胁。

这些使用超燃冲压或是冲压发动机的项目取得了不小的成绩，但距离实用的高超音速导弹还有一定的距离，于是底蕴深厚的美国人也想到使用传统的涡轮喷气发动机研制高速打击导弹，这就是曾经大名鼎鼎的时敏目标远程打击创新方法了。这个型号由洛-马公司研制，使用罗尔斯·罗伊斯公司的YJ-102R涡轮喷气发动机，试验阶段要求以0.25g的加速度从亚音速加速到至少马赫数3，并持续飞行至少5分钟，而最终目标是做到以0.5g加速到马赫数4以上的速度，并以马赫数4的速度飞行至少15分钟。虽然尚未达到一般意义上马赫数5的高超音速划分标准，但在飞行速度和飞行时间上已经和现有常见的马赫数2级别超音速导弹拉开了差距，接近了高超音速飞行器。2009年YJ-102R发动机在高速涡轮发动机演示合同下进行了首次成功试验，但不久后的低速试验中遭遇失败，最终导致失去了支持。

2016年先進全量程发动机项目下，美国还在研制新的涡轮基组合循环发动机，它将综合低速的涡轮喷气发动机和高速推进的亚燃/超燃冲压发动机，共用进气道和尾喷管，其主要难度在于普通涡轮喷气发动机速度不超过马赫数2.5而传统燃冲压发动机速度不低于马赫数3.5的衔接问题。AFRE将研制出一种可在马赫数0-5速度范围内工作的涡轮基组合巡航发动机，作为未来吸气式高超音速飞行器的推进系统。从FaCET到AFRE的涡轮基组合循环发动机计划一脉相承，从2013年洛克希德·马丁公司公布SR-72项目看，它很可能使用源自AFRE或是后续项目的涡轮基组合循环发动机。

美军仍在等待以超燃冲压发动机技术研制马赫数6左右的高超音速导弹，带来类似隐身技术的革命性突破。美国空军和美国国防高级研究计划局联合推动的两个高超音速方向之一就是高超音速吸气式武器概念作为X-51A的后续者，将研制更先进的高超音速飞行器、效率更高的超燃冲压发动机和热防护以及控制部分等性能更好的子系统。美国空军实验室负责、洛-马公司正在研制的高速打击武器项目将以X-51A上得到验证的碳氢燃料超燃冲压发动机为基础，进一步验证高超音速飞行技术。如果项目进展顺利的话，2020年左右有望看到美军先进吸气式高超音速导弹的试验。

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