張蒙正，鄒 宇

（西安航天動力研究所，陜西西安710100）

0 引言

近期，美國X-51A、HTV-2及先進高超聲速武器 （Advanced Hypersonic Weapon，AHW）陸續(xù)進行飛行試驗，引發(fā)了研究者對高超聲速飛行器應(yīng)用、前景和相關(guān)技術(shù)發(fā)展的極大關(guān)注。本文對美國典型高超聲速飛行器及其動力技術(shù)的發(fā)展歷程、現(xiàn)狀、發(fā)展態(tài)勢及從中可能得到的教益進行分析，供相關(guān)人員參考。

1 典型高超飛行器及動力技術(shù)發(fā)展歷程簡要回顧

20世紀(jì)60年代以來，美國十分注重高超聲速技術(shù)的研發(fā)，連續(xù)啟動多項高超聲速飛行器的立項與研發(fā)。近年來，X-43A、Hyfly、X-51A、HTV-2和AHW等一系列高超聲速飛行器陸續(xù)開展飛行試驗，分別、陸續(xù)和不同程度驗證高超聲速氣體動力學(xué)、飛行器設(shè)計、制導(dǎo)與控制、熱防護、材料及動力系統(tǒng)等關(guān)鍵技術(shù)，并獲得部分成功，高超聲速飛行器及其動力技術(shù)的應(yīng)用前景逐漸清晰，關(guān)鍵技術(shù)逐步突破，工程應(yīng)用日趨接近。

1.1 以超燃沖壓發(fā)動機為動力的項目

1.1.1 NASP和Hyper-X

NASP計劃源于美國國防高級研究計劃局（DARPA）1982-1985年期間開展的 Copper Canyon（銅谷）項目，主要內(nèi)容之一就是驗證以超燃沖壓發(fā)動機為主體的吸氣式組合循環(huán)動力系統(tǒng)。1989-1990年，普惠公司和洛克達(dá)因公司分別試驗了全尺寸和1/4尺寸的NASP計劃中的超燃沖壓發(fā)動機[1-2]，地面模擬速度分別達(dá)到Ma 6.0和Ma 7.0。1994年11月，因技術(shù)和資金等原因，尤其是超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)遲遲得不到突破，NASP計劃被迫取消。后續(xù)的Hyper-X計劃主要研究并演示用于高超聲速飛機和可重復(fù)使用天地往返運輸系統(tǒng)的超燃沖壓發(fā)動機及一體化設(shè)計技術(shù)[3]。X-43A（圖1）是其最早的演示飛行器，動力系統(tǒng)為氫燃料超燃沖壓發(fā)動機。2004年3月24日和12月16日，X-43A的兩次飛行試驗均獲成功，飛行馬赫數(shù)分別達(dá)到Ma 7.0和Ma 9.8，成為世界上速度最快的吸氣式飛行器。

1.1.2 X-51A驗證機與Robust Scramjet計劃

X-51A（圖2）驗證機可以看作NASP計劃和高超聲速技術(shù) (HyTech)計劃的延續(xù)，源于空軍研究實驗室（AFRL）在2003年開展的“吸熱式碳?xì)淙剂蠜_壓發(fā)動機飛行驗證機”（EFSEFD）計劃，此計劃后改稱為“超燃沖壓發(fā)動機驗證機-乘波機”（SED-WR）[4]。X-51A驗證機機體采用乘波體構(gòu)型，使用JP-7為燃料的SJX61系列超燃沖壓發(fā)動機，其中SJX61-2（簡稱X-2）采用全權(quán)限數(shù)字式發(fā)動機控制系統(tǒng)和閉環(huán)熱管理系統(tǒng)。

X-51A驗證機首飛于2010年5月26日，采用的SJY61-4超燃沖壓發(fā)動機啟動用乙烯，再轉(zhuǎn)換到JP-7。飛行中，因發(fā)動機密封失效，工作140 s（預(yù)期300 s），飛行試驗部分成功。2011年6月13日，第二次飛行試驗因發(fā)動機而失敗。

此外，2003年，波音在AFRL資助下，起動了“穩(wěn)健的超燃沖壓發(fā)動機”（Robust Scramjet）計劃，目的之一是為X-51B研制一種熱力喉道沖壓（TTRJ）發(fā)動機。ATK公司為其研制的ATRJ-51-4發(fā)動機采用了一種結(jié)構(gòu)簡單的亞聲速燃燒室，不僅避免了超燃沖壓發(fā)動機較為復(fù)雜的燃油控制系統(tǒng)，且無需對燃油進行熱平衡，實現(xiàn)高超聲速飛行。X-51B驗證機飛行速度相比X-51A較慢，為Ma 4～5.5，但飛行高度更高，且持續(xù)時間更長，同時，其采用的JP-10密度比JP-7高，飛行距離更遠(yuǎn)。

1.1.3 Hyfly計劃

Hyfly計劃的目標(biāo)是驗證以雙燃燒室沖壓發(fā)動機（DCR）為動力的高超聲速導(dǎo)彈技術(shù)[6-7]。DCR發(fā)動機設(shè)計點，約有25%的空氣流量通過旋流和導(dǎo)流通道流入亞聲速燃燒室，而其中約1/4的空氣通過旋流通道強迫旋轉(zhuǎn)后進一步減速，與霧化的燃料形成適合于點火的最佳油氣比混合氣，其余3/4的空氣則從導(dǎo)流通道進入與碳?xì)淙剂匣旌铣筛挥突旌蠚?，點燃并保持穩(wěn)定燃燒，未完全燃燒的混合氣經(jīng)收斂通道膨脹到超聲速狀態(tài)，進入超聲速燃燒室。與此同時，大約75%的空氣流過收斂通道，加速到超聲速后，進入到超聲速燃燒室內(nèi)與超聲速的富油混合氣均勻摻混，實現(xiàn)完全燃燒。這樣，DCR發(fā)動機就可實現(xiàn)較大范圍穩(wěn)定燃燒，獲得Ma 3～6范圍的高性能。2007年9月25日，Hyfly首飛，因發(fā)動機燃油控制系統(tǒng)軟件發(fā)生故障，導(dǎo)致飛行失??；2008年1月16日，Hyfly第二次飛行，因高壓、高溫燃料系統(tǒng)泄漏再次失??；2010年7月29日，Hyfly第三次飛行試驗，飛行控制軟件問題致使飛行又一次失敗。

Hyfly三次飛行試驗失敗，原因均在發(fā)動機輔件系統(tǒng)，與DCR發(fā)動機燃燒組織技術(shù)并無關(guān)聯(lián)。未來，美國海軍有可能自籌資金，繼續(xù)開展Hyfly導(dǎo)彈的試驗研究工作。

1.2 以組合發(fā)動機為動力的項目

在高超聲速飛行器技術(shù)發(fā)展的同時，美國一直在進行組合發(fā)動機，特別是火箭沖壓組合發(fā)動機的研究工作。NASP計劃之后，其組合發(fā)動機研究大體可分為以下幾個階段。

1.2.1 ISTP計劃

1999 年NASA提出綜合航天運輸計劃（Integrated Space Transportation Plan，ISTP)，其中設(shè)想的第三代可重復(fù)使用運載器Spaceliner 100[8]以火箭發(fā)動機基組合循環(huán)（RBCC）為主。此階段，Aerojet公司的Strutjet（支板引射）火箭基組合循環(huán)發(fā)動機和Rocketdyne公司的A5發(fā)動機最受關(guān)注。

1）Strutjet發(fā)動機[9-11]

Strutjet發(fā)動機采用矩形流道，從前到后依次分為進氣道、燃燒室和噴管三部分，突出特點是進氣道/二次燃燒室/噴管一體化、模塊化設(shè)計思路，采用矩形流道以減少飛行器阻力。三種循環(huán)方式在同一流道中接替工作，平穩(wěn)轉(zhuǎn)換。針對軍事用途，采用凝膠紅發(fā)煙硝酸/甲基肼推進劑組合；針對未來運載器，采用LOX/LH2組合，推進劑供應(yīng)均用泵壓式系統(tǒng)。Aerojet公司制定了一個完整的試驗計劃，對整個飛行軌跡內(nèi)的工作模態(tài)進行了上千次試驗，獲得了大量的試驗數(shù)據(jù)和研究成果，驗證了支板噴射發(fā)動機的可行性。

2）A5發(fā)動機[12]

A5發(fā)動機 （圖3）采用LOX/LH2推進劑，發(fā)動機的海平面推力為111.16 kN，海平面比沖約為3 500 s；火箭發(fā)動機海平面推力2 669 N，海平面比沖大于400 s。發(fā)動機采用全固定式流道，一次火箭位于隔離段出口上下兩側(cè)，使用流向渦混合技術(shù)加強燃料與空氣的混合，主動冷卻燃燒室。

截至2000年，A5的模型發(fā)動機已進行了82次試驗，累計工作時間超過 3 600 s，并于2000年在 GASL成功進行了模擬實際飛行狀態(tài)下的引射到亞燃模態(tài)過渡試驗。

2002年，新版ISTP將原計劃的二代和三代RLV計劃合為“航天發(fā)射倡議” (Space Launch Initiative，SLI)，其第三階段計劃（下一代發(fā)射技術(shù)（NGLT））計劃中，進行火箭沖壓組合循環(huán)和渦輪組合循環(huán)動力系統(tǒng)研究。NGLT發(fā)射系統(tǒng)技術(shù)領(lǐng)域主要分為飛行器系統(tǒng)研究和飛行演示器兩個方面。前者包括基礎(chǔ)飛行器系統(tǒng)，如機體結(jié)構(gòu)、材料和熱保護系統(tǒng)；后者繼承了前期Hyper-X計劃的主要研究成果，包括X-43A、B、C、D和大尺寸可重復(fù)使用演示器 (LSRD)5個飛行演示器。其中X-43A兩次飛行均獲得成功。X-43B（即可重復(fù)使用組合循環(huán)飛行演示器、RCCFD)目的是演示亞燃到超燃的推進模式，探索工作包線，驗證系統(tǒng)的可行性。ISTAR（Integrated System Test of an Air-breathing Rocket）是X-43B的動力系統(tǒng)，它以Strutjet發(fā)動機為基礎(chǔ)，用JP-7/H2O2作為推進劑，在Ma 0.7～7.0范圍內(nèi)演示引射增益火箭、沖壓發(fā)動機和超燃沖壓發(fā)動機工作模態(tài)，沖壓發(fā)動機接力點為Ma 2.5，Ma5時轉(zhuǎn)為超燃。X-43C用于演示驗證碳?xì)淙剂侠鋮s雙模超燃沖壓發(fā)動機為動力的飛行器在Ma 5.0～7.0范圍穩(wěn)定和機動飛行時的性能，發(fā)動機從亞燃到超燃組合模式轉(zhuǎn)換、吸氣式高超聲速飛行器在有動力和無動力飛行時的飛行特性等。X-43D是全尺寸演示器形成前用于降低風(fēng)險的演示器，采用可工作在Ma15的氫燃料超燃沖壓發(fā)動機。大尺寸可重復(fù)使用演示器 (LSRD)則是一臺完全集成推進和飛行器技術(shù)的可重復(fù)使用演示器。2004年3月，由于NASA工作重點轉(zhuǎn)向“星座”計劃，試驗被取消。

1.2.2 CCEC計劃

CCEC（Combined Cycle Engine Components）是美空軍開展的組合循環(huán)發(fā)動機組件計劃，目的在于對RBCC和TBCC用于兩級入軌飛行器效果進行評估。CCEC計劃對采用RBCC+Rocket、垂直起飛/水平降落的兩級入軌軍用空天飛機（Sentinel）（圖4a）和采用TBCC+Rocket、水平起飛/水平降落的兩級入軌空天飛機（Quicksat）（圖4b）方案進行了比較全面的評估。

評估結(jié)果表明：垂直起飛需要大推力的動力裝置，在Ma 2.0以前，RBCC動力系統(tǒng)不能提供足夠的推力，比沖性能也達(dá)不到要求。水平起飛要求的推力小，但加速時間長，消耗燃料多。返場距離大，需要攜帶的返場燃料多，經(jīng)濟性較差。針對水平起飛飛行器的研究表明，在有效載荷均為9 072 kg、運送到185.2 km圓軌道的情況下，以RBCC為一級動力裝置的水平起飛兩級入軌飛行器（TSTO）起飛重量最大，是采用TBCC或渦噴發(fā)動機的HTHL飛行器起飛重量的5～6倍，這一結(jié)論為DARPA和空軍共同開展的FALCON計劃遠(yuǎn)期目標(biāo)中的高超聲速武器系統(tǒng)（HSW）采用TBCC作為一級動力提供了理論依據(jù)。

1.2.3 FALCON計劃

FALCON（Force Application and Launch from the Continental，獵鷹）計劃 （圖5）旨在驗證空間快速發(fā)射、全球范圍內(nèi)的快速運輸和打擊，目標(biāo)是高超聲速武器系統(tǒng)（Hypersonic Weapon System,HWS），由美國DARPA和空軍共同招標(biāo)開展。2005年，“獵鷹”聯(lián)合項目辦公室對計劃內(nèi)容和進度進行了調(diào)整，取消與武器相關(guān)的飛行試驗，將高超音速武器系統(tǒng)HWS更改為高超音速技術(shù)飛行器HTV (Hypersonic Technology Vehicle)；原908 kg的小型載荷-通用氣動飛行器(Common Aerothermodynamic Shell Vehicle，CAV)更名為高超聲速技術(shù)驗證樣機1號（Hypersonic Technology Testbed Vehicle 1，HTV-1）；增強型CAV(E-CAV)更名為HTV-2；高超聲速巡航飛行器（Hypersonic Cruise Vehicle HCV）驗證機更名為HTV-3。

HTV-1和HTV-2均為無動力飛行器。2010年4月22日，HTV-2首次升空，在大氣層外與火箭分離，其速度超過了Ma 20，但火箭起飛后9分鐘，HTV-2的遙測數(shù)據(jù)中斷，隨后飛行器與地面失去聯(lián)系。2011年8月，HTV-2再次發(fā)射，當(dāng)進入滑翔階段之后，與監(jiān)測站失去了聯(lián)系。2010年12月，洛克希德馬丁公司已經(jīng)完成HTV-3X演示飛行器的方案設(shè)計，據(jù)報道，該公司正在進行聯(lián)合循環(huán)推進系統(tǒng)的縮比試驗。

1.2.4 FAST計劃

繼CCEC計劃之后，美空軍在完全可重復(fù)使用進入太空技術(shù)（Fully Reusable Access to Space Technologies，F(xiàn)AST）的計劃下分別對以Turbo，Rocket，TBCC，RBCC為動力裝置的兩級入軌（TSTO）飛行器（圖6）在體積和空載質(zhì)量等方面進行分析，結(jié)果表明：對常規(guī)的運載類任務(wù)和軌道交會對接任務(wù)，以Rocket+RBCC為動力的垂直起飛水平著陸（VTHL）TSTO飛行器為最優(yōu)方案。就水平起飛水平著陸（HTHL）飛行器而言，Turbo+RBCC或TBCC+RBCC較優(yōu)。美國防部2008年度發(fā)布的高超聲速飛行器發(fā)展路線圖就明確提出了以可重復(fù)使用渦噴發(fā)動機或TBCC發(fā)動機為第一級動力、可重復(fù)使用RBCC發(fā)動機為第二級動力的TSTO飛行器發(fā)展計劃，使美國空間進入能力由一次性垂直“按計劃發(fā)射”轉(zhuǎn)換到像飛機一樣的“按要求發(fā)射”。2008年，美國空軍委托Astrox公司對二級入軌 (TSTO)飛行器的構(gòu)型進行了比較。其研究表明，在8種TSTO飛行器中，一級為可重復(fù)使用LOX/煤油火箭發(fā)動機，二級為一次性使用的RBCC發(fā)動機的發(fā)射系統(tǒng)全系統(tǒng)結(jié)構(gòu)尺寸和質(zhì)量最優(yōu)。

2010年5 月，美國空軍發(fā)布《技術(shù)地平線：2010至2030空軍科技發(fā)展愿景》 （Technology Horizons--A Vision for Air Force Science&Technology During 2010-2030），該計劃將一級采用可重復(fù)使用火箭，二級采用火箭基組合循環(huán)發(fā)動機的高超聲速空間飛行器作為TSTO飛行器。

2 美國高超飛行器技術(shù)發(fā)展態(tài)勢分析

2.1 高超飛行器技術(shù)始終作為國家航空航天發(fā)展的重要方向

70年代至今，美國高超聲速飛行器計劃的大體發(fā)展歷程如圖7所示，主要可分為三條主線：①NASA主導(dǎo)的著重于可重復(fù)使用空天飛機計劃，由此導(dǎo)致的氫燃料超燃沖壓發(fā)動機研究從1982年到2004年持續(xù)了22年。②美國空軍主導(dǎo)的高超聲速飛行器系列計劃，從1995年啟動Hytech計劃至2010年X-51A首飛部分成功，持續(xù)了15年。特別是2001年，當(dāng)普惠公司在研制中遇到重大難題時，面對DARPA和海軍項目終止的不利局面，空軍堅決支持普惠公司的高超聲速發(fā)動機研究更是X-51A能夠成功首飛的關(guān)鍵。③海軍主導(dǎo)的高超聲速導(dǎo)彈應(yīng)用背景計劃，動力系統(tǒng)采用軸對稱雙燃燒室沖壓發(fā)動機，推進劑為JP-10。以JP-10為燃料的軸對稱雙燃燒室沖壓發(fā)動機從1977年研究至今，已持續(xù)了34年。三十多年來，高超聲速飛行器從概念研究、技術(shù)突破并走出實驗室，已經(jīng)進入技術(shù)驗證階段。在技術(shù)研究過程中，盡管有項目更替，各部門研究側(cè)重點也各不相同，但高超聲速飛行器項目的發(fā)展目標(biāo)都十分明確，基礎(chǔ)技術(shù)研究更是從未停止。美國高超聲速飛行器發(fā)展歷程見圖7。

2.2 技術(shù)方案與具體應(yīng)用密切相關(guān)

1）NASA主導(dǎo)的 Copper Canyon，NASP和Hyper-X計劃，對應(yīng)的飛行器為X-30/X-43A，著重于可重復(fù)使用空天飛機的技術(shù)驗證，采用氫燃料超燃沖壓發(fā)動機，飛行器為升力體外形。

2）空軍領(lǐng)導(dǎo)的Hytech，ARRMD，SED-WR和X-51A驗證機系列，計劃均采用二元構(gòu)型碳?xì)淙剂希↗P-7）超燃沖壓發(fā)動機，飛行器采用細(xì)長的乘波體外形。采用二元構(gòu)型是因為空軍的載機可以提供一定的初始加速度，因此對飛行器助推的要求相對較低，而且梯形截面的彈身在低可探測性和旋轉(zhuǎn)彈倉及通用掛架的兼容性方面具有優(yōu)勢。

3）海軍主要關(guān)注研制一種高超聲速巡航導(dǎo)彈所需的動力裝置，期望的是單一用途打擊武器，但對與部署平臺的兼容性要求較高。高超聲速巡航導(dǎo)彈必須安裝進軍艦的垂直發(fā)射系統(tǒng)和潛艇的發(fā)射筒內(nèi)，或者掛載艦載戰(zhàn)斗機的機翼下，這些作戰(zhàn)使用要求都嚴(yán)格限制了導(dǎo)彈的成本、質(zhì)量、長度和直徑。所以，希望結(jié)構(gòu)更為簡單的無需冷卻和軸對稱的DCR發(fā)動機用于高超聲速巡航導(dǎo)彈。海軍主導(dǎo)的HWT、HISSM、ARRMD和Hyfly系列計劃，動力系統(tǒng)均采用JP-10為燃料的軸對稱雙燃燒室沖壓發(fā)動機。另一方面，作戰(zhàn)平臺的尺度也限制了高超聲速巡航導(dǎo)彈助推器的規(guī)模，導(dǎo)致DCR發(fā)動機的接力馬赫數(shù)降低到約Ma 3.5。

2.3 超燃沖壓發(fā)動機和RBCC始終是動力技術(shù)研發(fā)的重點

動力技術(shù)是高超聲速飛行器的關(guān)鍵，高超聲速飛行器可采用的動力系統(tǒng)包括火箭發(fā)動機、超燃沖壓發(fā)動機、TBCC和RBCC等?；鸺l(fā)動機可以作為全空域飛行的高超聲速飛行器動力系統(tǒng)，但主要問題在于比沖低；TBCC飛行高度受限。盡管有X-15和SR-71的成功經(jīng)驗，但從高超飛行器項目研發(fā)歷程可見，美國始終將超燃沖壓發(fā)動機和RBCC發(fā)動機作為高超飛行器主要動力技術(shù)予以研究。

2.4 為降低技術(shù)風(fēng)險，采取多方案并行模式

在DARPA、NASA、海軍、空軍開展各自的超燃沖壓發(fā)動機研發(fā)的同時，為降低技術(shù)風(fēng)險，還分別進行了并行技術(shù)方案研究工作。如2001年，ARRMD計劃因普惠公司遇到在超聲速氣流中無法維持穩(wěn)定燃燒的重大難題而終止后，美國空軍和海軍不但分別開展了技術(shù)方案完全不同的EFSEFD和Hyfly項目，還分別開展Robust Scramjet計劃和RATTLRS計劃作為降低難度的備份方案。

3 美國高超飛行器項目啟示

過去的半個世紀(jì)中，美國提出的多種高超聲速飛行器和動力計劃立而棄，棄又立，X-43A和X-51A已完成了短時間飛行，但全面突破高超聲速飛行器與動力技術(shù)目標(biāo)尚待時日，未來還會出現(xiàn)種種項目和計劃的反復(fù)。但畢竟高超聲速吸氣式飛行器已由概念變成了可行。歷覽美國走過的道路，我們還是可以得到一些啟示。

3.1 統(tǒng)籌規(guī)劃，充分重視頂層設(shè)計

無疑，高超聲速飛行器和動力技術(shù)研發(fā)投入大、風(fēng)險高，卻對國家航空航天技術(shù)整體發(fā)展和戰(zhàn)略利益有巨大作用。美國的高超聲速飛行器和動力系統(tǒng)幾次起落均源于國家戰(zhàn)略的重大調(diào)整。NASP計劃提出時，美蘇冷戰(zhàn)尚未結(jié)束，該計劃與星球大戰(zhàn)相呼應(yīng)，得到里根政府和國會堅決支持。布什政府期間，隨著計劃的發(fā)展，遇到的困難加大，同時蘇聯(lián)解體導(dǎo)致美國對該項目的需求迫切程度下降，行政支持減弱，預(yù)算被減少?？肆诸D政府期間，支持力度進一步削弱，最終被取消。而近年來的高超項目的再次興起無疑源于美國當(dāng)前對保持其全球霸權(quán)的迫切戰(zhàn)略需求。

一個成功的項目必然是構(gòu)建在明確的任務(wù)需求拉動和相關(guān)技術(shù)，尤其是動力技術(shù)雄厚積蓄基礎(chǔ)上。美國高超聲速飛行器項目的屢次下馬均有動力技術(shù)的問題。軍用的、單次使用高超聲速飛行器項目需求十分明確，因此，空軍和海軍的高超聲速巡航導(dǎo)彈研究開展較為深入，甚至進行了關(guān)鍵技術(shù)驗證飛行試驗。而NASA的可重復(fù)使用運載器需求模糊不清，導(dǎo)致高超聲速飛行器和動力系統(tǒng)研究工作很難進行。

高超聲速飛行器與動力系統(tǒng)一體化設(shè)計十分密切，飛行器總體在很大程度上影響乃至決定了動力系統(tǒng)的總體方案及其關(guān)鍵技術(shù)。而另一方面，沒有相關(guān)的動力系統(tǒng)基礎(chǔ)和關(guān)鍵技術(shù)的支撐，會導(dǎo)致總體處于“空中樓閣”的境地。這類項目的研發(fā)思路應(yīng)是在國家戰(zhàn)略指導(dǎo)，飛行器總體規(guī)劃和牽引下先期開展動力系統(tǒng)基礎(chǔ)和關(guān)鍵技術(shù)研究。

3.2 持之以恒，確保技術(shù)延續(xù)繼承

隨著國際國內(nèi)環(huán)境的改變以及科學(xué)技術(shù)的進步，發(fā)展戰(zhàn)略可能也應(yīng)該及時調(diào)整，但某些動力系統(tǒng)的長遠(yuǎn)規(guī)劃，尤其是影響國家未來技術(shù)發(fā)展的重大基礎(chǔ)與關(guān)鍵技術(shù)，應(yīng)給予持續(xù)不斷的支持。美國近些年的高超聲速飛行器技術(shù)發(fā)展（見表1）恰能從正反兩方面說明此問題的重要性。

表1 美國航天計劃的發(fā)展情況Tab.1 Development synopsis of American space plan

自“航天飛機”項目完成之后，美國4個大型航天項目（NASP、X-33、ISTP和星座計劃）都未獲得圓滿成功。這些計劃持續(xù)時間從5年到9年不等，缺乏連貫性，NASP計劃和ISTP計劃是吸氣式動力為主，而X-33和星座計劃，則采用了相對成熟的火箭動力。這些計劃的交錯進行，無疑對美國高超聲速技術(shù)持續(xù)性發(fā)展產(chǎn)生了不利影響。高超聲速飛行器動力和組合動力作為一項革新性新技術(shù)，從概念研究、技術(shù)突破并走出實驗室，已經(jīng)進入到技術(shù)驗證階段。但既是這樣，十幾年，也許數(shù)十年之后，我們才能看到它帶來的巨大影響和作用，動力系統(tǒng)研究工作必須著眼長遠(yuǎn)、持之以恒。

3.3 加強基礎(chǔ)，注重關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)

美國高超聲速飛行器動力和組合動力的研究已經(jīng)進行了數(shù)十年的研究，陸續(xù)突破高超聲速涉及的氣體動力學(xué)、動力系統(tǒng)與飛行器的一體化、控制與制導(dǎo)、超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)等重大技術(shù)難題，X-43A和X-51A陸續(xù)獲得成功。就超燃沖壓發(fā)動機而言，超音速條件下碳?xì)淙剂系狞c火與穩(wěn)定燃燒、吸熱型碳?xì)淙剂霞夹g(shù)、發(fā)動機產(chǎn)生足夠推力、超燃下的壓力振蕩等技術(shù)難題陸續(xù)取得重大進展。但X-51A飛行實驗表明，進氣道、發(fā)動機啟動與模態(tài)轉(zhuǎn)換尚待繼續(xù)研究。Strutjet和A5發(fā)動機盡管進行了地面試驗，但尚未進行飛行實驗，也即，一些重要關(guān)鍵技術(shù)并未得到必須的驗證。超燃沖壓發(fā)動機和組合發(fā)動機的基礎(chǔ)和關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)仍非常重要。

3.4 動力先行，研究設(shè)備首當(dāng)其沖

高超聲速技術(shù)研發(fā)在很大程度上依賴于實驗條件。動力先行，必須設(shè)備先行。必須要有適當(dāng)規(guī)模、配套齊全、相當(dāng)技術(shù)水平的地面研究設(shè)施，包括高焓風(fēng)洞、發(fā)動機直連實驗系統(tǒng)、燃油供應(yīng)與控制系統(tǒng)及必要的實驗參數(shù)測量與流場顯示設(shè)施。

3.5 集智攻關(guān)，充分發(fā)揮專業(yè)優(yōu)勢

高超聲速動力技術(shù)涉及推進劑、氣動、燃燒、熱結(jié)構(gòu)、材料和工藝等多種專業(yè)，科研院所和大專院校在理論研究和工程研制方面各有所長。超燃沖壓和RBCC動力系統(tǒng)研究研制既不能“全面開花”、“各自為戰(zhàn)”，也不能“唯我一家”，應(yīng)發(fā)揮各自的專業(yè)優(yōu)勢，優(yōu)勢互補和集智攻關(guān)是我們最佳選擇。關(guān)鍵技術(shù)應(yīng)對總體方案提供支撐，而基礎(chǔ)研究應(yīng)對關(guān)鍵技術(shù)提供支撐。

4 結(jié)束語

能夠預(yù)見，使用超燃沖壓發(fā)動機和組合動力系統(tǒng)的高超聲速飛行器將是人類遠(yuǎn)程高速到達(dá)的發(fā)展途徑。盡管高超聲速技術(shù)仍然面臨許多技術(shù)問題，發(fā)展過程中會遇到這樣那樣的困難和挫折，但相信人類追求進步的步伐不會停止。超燃沖壓發(fā)動機會使飛行器在大氣層內(nèi)以高超聲速巡航變?yōu)楝F(xiàn)實；RBCC發(fā)動機將使飛行器在臨近空間領(lǐng)域以高超聲速機動巡航成為可能。

就迄今為止的發(fā)展史來看，對基礎(chǔ)和關(guān)鍵技術(shù)研究不足，高估當(dāng)時技術(shù)基礎(chǔ)儲備，低估可能面臨的問題，可能會使項目規(guī)劃、進度和經(jīng)費等諸方面出現(xiàn)不合理，最終導(dǎo)致無法完全實現(xiàn)預(yù)定目標(biāo)。反之，看好未來，沒有較多“貪心”，“小步快跑”可能會產(chǎn)生更好的效果。

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