高超聲速巡航導(dǎo)彈的飛行速度大于馬赫數(shù)5，現(xiàn)役亞聲速巡航導(dǎo)彈打擊1000公里外的目標(biāo)所需時間為1個多小時，而高超聲速巡航導(dǎo)彈則不超過10分鐘，這在打擊導(dǎo)彈發(fā)射架、航空母艦等高價值機動目標(biāo)和時間敏感目標(biāo)時，具有不可替代的作用。此外，高超聲速巡航導(dǎo)彈的巨大動能還能有效提高對加固目標(biāo)(包括深埋地下目標(biāo))的打擊能力。雖然從目前技術(shù)方案來看，由于超燃沖壓發(fā)動機工作時間的限制，導(dǎo)致高超聲速巡航導(dǎo)彈射程有限，但通過前沿部署及后續(xù)發(fā)動機的改進，將有望進一步發(fā)展成為“快速全球打擊”武器系統(tǒng)。目前，美軍先后啟動了多個有高超聲速巡航導(dǎo)彈應(yīng)用背景的技術(shù)開發(fā)項目，如X－51A計劃、“高超聲速飛行”(HyFly)計劃，美澳合作的“高超聲速國際飛行研究與試驗”(HIFiRE)計劃等(如表)。其中X－51A是目前離工程化應(yīng)用最為接近的項目。

X－51計劃概況

X-51A計劃由美國國防高級研究計劃局(DARPA)和空軍研究實驗室于2003年啟動，目的是對吸熱型碳氫燃料超燃沖壓發(fā)動機進行飛行試驗。

2004年1月，美國空軍決定采用普·惠公司的超燃沖壓發(fā)動機驗證機。2004年12月，完成初始設(shè)計評審，并于2005年1月開始詳細設(shè)計。2005年9月，飛行器被正式賦予X－51A的代號。2007年明，通過關(guān)鍵設(shè)計評審。

2009年12月，美軍B－52H轟炸機攜帶X-51A成功地進行了第一次攜載飛行試驗，成功驗證了X-51A與載機的兼容性，為X-51A的自由飛行試驗奠定了堅實的基礎(chǔ)。

目前，4架X-51A試驗飛行器已基本完成生產(chǎn)，用于進行4次飛行試驗，目的是實現(xiàn)持續(xù)5分鐘、距離900千米的巡航飛行。

2010年5月26日，X-51A進行了首次自由飛行試驗。B-52H在約15100米高空釋放X-51A飛行器。助推器將X-51A飛行器加速至馬赫數(shù)4.8后，助推器、級間部分與飛行器在19800米高度順利分離。超燃沖壓發(fā)動機利用燃點較低的乙烯點火，同時開始向流道中噴射JP-7碳氫燃料，啟動超燃沖壓發(fā)動機。飛行器在21340米高度時，已加速至5馬赫，制導(dǎo)與控制功能工作正常。按原計劃，X-51A飛行器上的超燃沖壓發(fā)動機應(yīng)工作約300秒，使飛行器加速至6馬赫并飛至22250米高度。在超燃沖壓發(fā)動機工作約140秒時，測試人員發(fā)現(xiàn)部分傳感器出現(xiàn)異常，發(fā)動機仍繼續(xù)工作。但隨后與地面的遙測信息鏈路出現(xiàn)中斷，迫使控制人員啟動自毀程序。美空軍公布發(fā)動機工作時間達到了約200秒。

X－51A主要組成

X-51A飛行器由巡航飛行器、級間部分和助推器構(gòu)成。

巡航飛行器采用乘波體構(gòu)型，前段為近似楔形頭部，可以形成按一定角度分布的激波系，不僅能為飛行器提供升力，且有助于X-51A發(fā)動機的燃燒。中段為近似方柱形機身，無機翼，機身中部下面有下凸鏟形進氣口，其整流罩向后一直延伸到機身尾部。巡航飛行器長4.27米，重671千克，加裝了助推器以后全長7.62米，重1780千克，最大寬度為584.2毫米。

級間部分采用氣流直通管的設(shè)計，使超燃沖壓發(fā)動機的進氣口在助推過程中就可啟動，從而可以利用空氣動力加熱對燃料進行預(yù)熱。

助推器由洛克希德·馬丁公司的陸軍戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈系統(tǒng)(ATACMS)助推器改進而來，尾部裝有“X”形的操縱尾翼。

推進系統(tǒng)

X－51A的推進系統(tǒng)以美國空軍HyTech計劃發(fā)展的吸熱型碳氫燃料超燃沖壓發(fā)動機為基礎(chǔ)，先后發(fā)展并試驗了性能試驗發(fā)動機(PTE)、飛行重量的地面演示驗證發(fā)動機(GDE-1和GDE-2)、SJX61-1(X-1)地面試驗發(fā)動機和SJX61-2(X-2)飛行試驗發(fā)動機。

其中X-1的試驗于2007fg7月完成，主要試驗發(fā)動機的點火、JP-7燃料及閉環(huán)燃料系統(tǒng)、流道性能與可操作性能等。X-51A的飛行用發(fā)動機X-2于2008年11月完成地面試驗，共進行了8次馬赫數(shù)4.6和11次馬赫數(shù)5的點火試驗，累計運行11.4分鐘，約為預(yù)期飛行時間的2倍。證明發(fā)動機技術(shù)風(fēng)險水平已降低至中等，可進行飛行試驗。

結(jié)構(gòu)與材料

X-51A飛行器基本結(jié)構(gòu)的材料主要采用鋼、鋁、鈦、鎳鉻鐵合金等常規(guī)金屬。其中巡航飛行器的表面和級間部分以及助推器上四個可動的尾翼均采用鋁材料；超燃沖壓發(fā)動機外部由鎳合金制造，采用燃料冷卻；級間部分的流通結(jié)構(gòu)和助推器尾錐部使用鈦金屬材料，助推器的蒙皮和噴管由鋼鐵材料制造；巡航飛行器的四個可動尾翼采用鎳合金。

熱防護

X-51A飛行器根據(jù)預(yù)測的熱負荷，選擇不同材料和厚度來實現(xiàn)被動式熱管理。熱防護材料主要采用瓷瓦和泡沫材料。機身表面覆蓋有輕型熱防護系統(tǒng)泡沫和瓷瓦，前緣則為碳－碳復(fù)合材料。鎢鼻帽表面覆蓋二氧化硅防護層，用于承受前部的高熱負載，并作為壓載用于保持縱向的穩(wěn)定。

未來發(fā)展

在首次自由飛行試驗成功后，波音公司曾稱，如果后續(xù)3次飛行試驗均取得成功，將開展X-51A+項目，重點發(fā)展用于PGS的超燃沖壓發(fā)動機，以及高超聲速飛行器的方向變化以及落點控制能力。

美國還在考慮X-51A的武器化，波音公司正在考慮一項稱之為“快速識別和打擊禁入?yún)^(qū)內(nèi)目標(biāo)”的快速反應(yīng)導(dǎo)彈發(fā)展計劃。該計劃將進一步優(yōu)化X-51A驗證機的機身，使其成為更典型的作戰(zhàn)結(jié)構(gòu)配置，同時開始與一些武器載荷相結(jié)合，初步考慮射程為1600千米。目前，該計劃的確切時間尚未確定，但有可能在X-51A+項目之后數(shù)年內(nèi)啟動。

X－51A飛行試驗故障原因

2011年6月13日，美空軍在太平洋穆古角海上靶場進行了X-51A高超聲速技術(shù)驗證機的第二次飛行試驗。由于驗證機出現(xiàn)進氣道不啟動故障，試驗最終失敗，僅采集到一些重要的高超聲速研究數(shù)據(jù)。這是美空軍在發(fā)展高超聲速技術(shù)方面的又一次嘗試，試驗雖然未能達到預(yù)期目標(biāo)，但對于推動高超聲速技術(shù)向?qū)崙?zhàn)應(yīng)用轉(zhuǎn)化仍具有重要意義。

X-51A驗證機采用慣導(dǎo)+GPS的組合導(dǎo)航方式，裝有遙測天線和飛行終止天線，可與地面通信，傳輸遙測信號；必要時，還可接收地面的飛行終止指令，終止飛行試驗。

按照計劃。X-51A項目將進行4次飛行試驗。設(shè)計的試驗方案如下：驗證機由B-52H載機投放，利用助推器加速至馬赫數(shù)4.5；爾后助推器和中間過渡段一起與巡航級分離，超燃沖壓發(fā)動機開始點火工作，發(fā)動機首先利用乙烯引燃，然后轉(zhuǎn)為燃燒JP-7碳氫燃料的工作模態(tài)，推動巡航級作高超聲速巡航飛行；超燃沖壓發(fā)動機停止工作后，巡航級還將完成一系列驗證參數(shù)的機動操作，最終墜入太平洋。驗證機的飛行總時間為300秒，其中超燃沖壓發(fā)動機工作240秒，最大加速度為0.22g，巡航速度將達到馬赫數(shù)6以上。

首飛試驗故障分析

2010年5月26日，美空軍在加利福尼亞州南部的太平洋海域進行了X-51A驗證機的首次飛行試驗。試驗中，固體火箭助推器將驗證機加速至馬赫數(shù)4.85，完成分離操作后，巡航級略微減速至馬赫數(shù)4.73，高度18.7千米，SJY61型超燃沖壓發(fā)動機開始點火工作。

巡航級的飛行高度達到19千米，最大加速度約為0.18g，而非計劃的0.22g，發(fā)動機正常工作時間為143秒，最大巡航速度達到馬赫數(shù)4.87，未能加速到馬赫數(shù)6以上。

試驗中，巡航級出現(xiàn)異常，在飛行總時間達到210秒左右時(從驗證機投放時刻計起)，遙測數(shù)據(jù)丟失，靶場安全官員決定摧毀飛行器，終止飛行(計劃規(guī)定，一旦遙測信號丟失3秒，即終止飛行試驗)。在飛行器被摧毀時，碳氫燃料仍有剩余。

試驗團隊對異常數(shù)據(jù)進行了全面分析。最后基本確認：超燃沖壓發(fā)動機和機身噴管之間的密封故障引起熱燃氣泄漏，是導(dǎo)致試驗提前結(jié)束的主要原因。

在高超聲速飛行過程中，超燃沖壓發(fā)動機會產(chǎn)生巨大的熱量。實際飛行中，超燃沖壓發(fā)動機在工作大約30秒后，因為熱膨脹增長了1.9厘米，這一變化增加了超燃沖壓發(fā)動機與機身噴管間的接口密封設(shè)計的復(fù)雜性，但在最初的方案設(shè)計中被忽略了。

為進一步確認故障原因，波音“鬼怪”工廠和普·惠公司組成的技術(shù)團隊將剩余3架驗證機的發(fā)動機拆卸下來，檢查超燃沖壓發(fā)動機和機身噴管之間的接口。確認在接口處存在“明顯的熱密封裂口”，其密閉性不滿足要求。為此，研發(fā)團隊對接口進行了一次全面的關(guān)鍵設(shè)計評審。最后，對設(shè)計方案進行了修改，制造出了更加穩(wěn)妥、可靠的結(jié)構(gòu)接口。剩余的3架X-51A驗證機都經(jīng)過了改進，采用了新的、加強的接口設(shè)計方案。

第二次飛行試驗故障推測

2011年6月13日，X-51A驗證機進行了第二次飛行試驗。據(jù)美空軍飛行試驗中心的官員介紹，當(dāng)日，B-52H攜帶X-51A驗證機從愛德華空軍基地起飛，到達試驗空域；在大約15.2千米高度，完成了驗證機的投放。之后，X-51A驗證機由固體火箭助推器加速，飛行速度超過馬赫數(shù)5。

超燃沖壓發(fā)動機利用乙烯點火，并試圖轉(zhuǎn)入燃燒JP-7碳氫燃料的工作模態(tài)。但此時驗證機發(fā)生進氣道不啟動的故障。此后，雖然驗證機嘗試重新啟動，調(diào)整飛行姿態(tài)、優(yōu)化發(fā)動機的啟動條件，但最終未能成功。飛行器在可控的狀態(tài)下繼續(xù)飛行，直至落入試驗靶場海域。

美空軍研究試驗室X-51A項目經(jīng)理查爾斯·布林克表示，空軍研究試驗室、波音公司、普·惠公司的工程師們正在對試驗中采集到的遙測數(shù)據(jù)進行審查，以確定故障原因。X-51A驗證機的下一次飛行試驗暫時被安排在2011年秋天進行。

進氣道不啟動是指進氣道無法捕獲到所需的氣流，以滿足發(fā)動機的工作要求。目前還沒有報道說明是何種原因?qū)е买炞C機的進氣道不啟動。

但根據(jù)之前的研究可知，造成進氣道不啟動的原因主要有以下兩方面：一是在一定的來流條件下，進氣道的內(nèi)收縮比過大；另一個是進氣道下游反壓過高，超過了進氣道可以承受的限度，將進氣道內(nèi)形成的激波推出進氣口。前一個原因與進氣道自身的設(shè)計有關(guān)，即進氣道的設(shè)計和優(yōu)化問題：后一個原因則涉及到進氣道和燃燒室的匹配問題。

據(jù)推測，燃燒產(chǎn)生的反壓過高可能是導(dǎo)致此次試驗失利的原因，分析可能是發(fā)動機的燃油控制系統(tǒng)出現(xiàn)問題，使得燃燒室內(nèi)的油氣比高出設(shè)計值，導(dǎo)致燃燒反壓過大。在發(fā)動機的地面試驗中，發(fā)動機燃油控制系統(tǒng)的軟件也曾發(fā)生類似故障，并導(dǎo)致發(fā)動機在試驗中停車。

試驗的失利令設(shè)計人員清醒地認識到，在吸氣式高超聲速飛行這項全新的技術(shù)領(lǐng)域內(nèi)還存在著太多的未知因素，超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)距離實戰(zhàn)應(yīng)用還有很長的路要走。