王巍巍，郭琦

美國典型的高超聲速技術研究計劃(上)

王巍巍，郭琦

(中國燃氣渦輪研究院，四川成都610500)

對美國制定的高超聲速技術研究計劃(NASP、HyTech、Hyper-X、ARRMD和HyFly等計劃)，進行了較為詳細的闡述和分析，指出美國的高超聲速技術研究計劃具有很強的繼承性和關聯(lián)性，概念探索、關鍵技術突破與試驗驗證等計劃緊密結合，環(huán)環(huán)相扣。美國通過開展這些研究計劃，不斷總結經驗和教訓，使之在后續(xù)開展的計劃中更加注重技術成熟度，加大對需求和可行性的分析力度，制定的研究計劃目標更務實，堅持穩(wěn)妥、循序漸進的高超聲速技術發(fā)展策略，并按照近期、中期和遠期應用目標，全面推進高超聲速技術的發(fā)展和應用。

高超聲速技術；NASP；HyTech；Hyper-X；ARRMD；HyFly；超燃沖壓發(fā)動機

1 引言

高超聲速技術，是指飛行速度高于5倍聲速的綜合系統(tǒng)技術。世界上許多國家，如美國、俄羅斯、法國、德國、日本、印度、澳大利亞和意大利等，都針對高超聲速飛行器及其動力裝置制定了許多研究計劃，對各種結構方案進行了探索。20世紀60年代開始，美國政府就一直在此領域進行研究和驗證，在80年代末90年代初取得飛躍性發(fā)展。期間，美國推出了眾多研究計劃，比較典型的有NASP、HyTech、Hyper-X、ARRMD、HyFly、NGLT、NAI、FALCON和 X-51A等計劃，如圖1[1]所示。本文著重介紹美國在80年代末到目前推出的高超聲速技術研究計劃，對計劃的目標、研究內容、試驗驗證結果和計劃的最終情況或執(zhí)行情況進行闡述和總結，并對這些計劃成功或失敗的原因進行分析。

2 NASP計劃(1985年～1994年)

NASP計劃是國家級多學科項目，由美國國防部與NASA共同組織，目的是研制X-30試驗性單級入軌飛行器。NASP的關鍵技術是氫燃料超燃沖壓發(fā)動機，能在馬赫數(shù)4.0～15.0范圍內工作[2]。

圖1 美國開展的典型高超聲速技術計劃Fig.1 Hypersonic programs in America

2.1研究情況

NASP計劃研究的內容較以前開展的高超聲速技術計劃更深入，不僅包括理論研究、概念性探索，還開展了試驗研究。之前很長一段時間，美國一直在探索研究超燃沖壓發(fā)動機，但開展的工作有限，有些只限于理論研究(如美國空軍發(fā)起的氫燃料超燃沖壓發(fā)動機研究)。直到NASP計劃的提出，給美國的超燃沖壓發(fā)動機發(fā)展注入了新的動力[3]。該計劃對發(fā)動機的幾種不同模塊進行了試驗；在馬赫數(shù)4.0～7.0范圍內進行了大量的發(fā)動機試驗，包括基礎發(fā)動機試驗及縮尺發(fā)動機模型試驗，其中在模擬馬赫數(shù)5.0～8.0時進行了三種模型布局試驗，在概念驗證發(fā)動機模型上進行了模擬馬赫數(shù)6.3和7.0的試驗。此外還設計了一種新的二維反向后掠進氣道。

由于政治、經濟和技術三方面原因，NASP計劃被迫終止，沒有完成既定目標。從政治層面上看，NASP計劃提出時，美蘇冷戰(zhàn)尚未結束，該計劃與星球大戰(zhàn)相呼應，得到了美國國會的大力支持。但隨著計劃的開展，遇到的技術難度越來越大，同時前蘇聯(lián)解體導致美國對該項目的需求迫切程度下降，最終導致該計劃終止[4，5]。從經濟層面上看，NASP計劃預算不足和試驗費用昂貴。從技術層面來看，關鍵技術成熟度不高且目標太高，期望能驗證馬赫數(shù)達15.0甚至更高的高超聲速飛行技術，以及高超聲速技術基礎薄弱和研制進度嚴重滯后等。

2.2經驗與教訓

NASP計劃雖是一個失敗的計劃，但從技術層面上講，它卻起到了承上啟下的作用。一方面銜接了上世紀60年代美國提出的航天飛機計劃，對高超聲速技術基礎薄弱的軟肋和超燃沖壓發(fā)動機的部件技術進行了廣泛的基礎研究。另一方面，該計劃失敗的同時又催生了許多新的計劃，為高超聲速技術更加深入的研究鋪平了道路。NASP計劃時期，研究重點放在氫燃料超燃沖壓發(fā)動機上，在以后的計劃中驗證了碳氫燃料超燃沖壓發(fā)動機的確在近軌速度下具有很好的性能和發(fā)展?jié)摿?。NASP計劃更加注重高超聲速技術的基礎研究和試驗驗證，這為后來開展的計劃奠定了基礎。在后來開展的高超聲速技術計劃中更加注重技術成熟度。

NASP計劃結束后，美國政府總結了教訓，主要有[4]：制定計劃時要有明確的任務需求，列為總結教訓的第一條；對整個計劃的費用、進度及所研究技術性能和成熟度要有充分的估計；所開發(fā)的新技術要具有競爭力和完成新任務的能力，對用戶有絕對吸引力；在制定計劃時要對成本、周期等充分估計；要制定比較務實的目標，不能急于求成，可分步完成。

3 HyTech計劃(1995年～2006年)

NASP計劃被取消后，美國政府為維持高超聲速技術的核心能力，于1995年啟動了HyTech計劃(高超聲速技術計劃)。該計劃由美國空軍研究實驗室推進技術部牽頭，目的是研究并驗證在馬赫數(shù)4.0～8.0工作的，采用液體碳氫燃料、一次性使用的超燃沖壓發(fā)動機。研究重點是探索發(fā)動機技術，并在高超聲速飛行器X-43C上驗證。該計劃原定于2003年結束，后延遲到了2006年。HyTech計劃的子計劃是SFSFC(可儲存燃料超燃沖壓發(fā)動機流道概念)計劃，目的是驗證馬赫數(shù)4.0～8.0的碳氫燃料超燃沖壓發(fā)動機的操作性、性能和結構耐久性。1996年SFSFC更名為HySET(碳氫燃料超燃沖壓發(fā)動機技術)，研制碳氫燃料的雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機地面驗證機。

3.1研究情況

HyTech計劃分三個階段實施。第1和第2階段主要進行部件技術驗證，第3階段為系統(tǒng)集成和技術驗證[5]。在部件技術研究階段的研究重點是進氣道、燃燒室和噴管。

針對進氣道分三步開展研究：一是設計了帶有啟動門的二維壓縮進氣道，并在NASA格林研究中心超聲速風洞中進行了380多次縮比試驗；二是設計了帶后掠側板的自啟動進氣道，在聯(lián)合技術公司研究中心(UTRC)進行了約300次縮比進氣道試驗；三是開展前體/進氣道一體化研究與試驗，研究進氣道寬高比對進氣道性能的影響。

對于燃燒室部件，從燃料/空氣當量比、燃料溫度、燃料成份、燃料噴射位置、燃料噴射時序、基本的火焰穩(wěn)定器結構及改進的火焰穩(wěn)定結構等方面分步開展工作。第一步采用空軍超燃沖壓發(fā)動機部件技術計劃(SCT)研究方案，制造了縮比試驗模型，并在馬赫數(shù)4.0～8.0范圍內進行了300 s的試驗。試驗采用常規(guī)的JP-7燃料，燃燒組織良好，但比SCT計劃下采用氣體乙烯燃料燃燒組織困難。第二步設計并制造了一個新的縮比燃燒室模型，對燃燒室性能進行了進一步的試驗研究。第三步制造了一個新的縮比試驗模型，模擬飛行馬赫數(shù)分別為4.5和6.5，共進行了180次試驗。馬赫數(shù)為4.5的試驗中，燃燒室燃燒效率為目標值的85%；馬赫數(shù)為6.5的試驗中，燃燒室效率達到了期望目標值。所有試驗燃燒室都采用熱沉結構，試驗中發(fā)現(xiàn)燃燒室性能對燃料溫度很敏感，為模擬飛行條件下JP-7燃料冷卻發(fā)動機吸熱的真實工作狀態(tài)，在直連試驗中，供給發(fā)動機燃燒室的燃料經過地面輔助加熱設備進行預先加熱[6]。

噴管主要研究推力矢量及其俯仰力矩，這些性能與飛行器性能直接相關。如果噴管推力矢量過大，或方向相反，那么飛行器飛行控制面需要大幅調整，從而導致阻力增加。設計過程中，通過改變發(fā)動機傾斜角度和噴管表面角度，來實現(xiàn)推力矢量角度的控制。此外，對噴管采用的C-C、C-SiC等耐高溫材料還進行了試驗研究。

在部件試驗研究的基礎上，2000年和2001年，普惠公司開發(fā)了性能試驗件，主要任務包括驗證發(fā)動機推力是否滿足要求、確定飛行包線范圍內進氣道和燃燒室的工作邊界、修正發(fā)動機數(shù)學模型。2003年普惠公司制造了發(fā)動機地面驗證機GDE-1和GDE-2。

GDE-1是雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機，在X-43C上進行飛行試驗，其概念設計，如圖2[7]所示。GDE-1發(fā)動機由帶可調板的進氣道、副燃燒室和主燃燒室、單面膨脹二維噴管組成。空氣進氣道前緣和尾噴管用復合材料制造，這樣可確保結構的被動冷卻；其它零件由金屬基材料加工，并噴涂防熱涂層。副燃燒室和主燃燒室由高溫合金制造，使用碳氫燃料冷卻。供給到燃燒室壁面的燃油，部分在冷卻通道中被分解并汽化[8]，這樣可使超聲速氣流中的燃料燃燒過程明顯加速。GDE-1在自由射流試車臺上進行了45次模擬馬赫數(shù)4.5和12次模擬馬赫數(shù)6.5的自由射流試驗，這是世界上采用碳氫燃料冷卻的超燃沖壓發(fā)動機第一次進行地面自由射流試驗。

圖2 GDE-1雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機概念設計Fig.2 GDE-1 scramjet engine concept

GDE-2(圖3)在GDE-1的基礎上開發(fā)，采用碳氫燃料閉環(huán)冷卻，進氣道唇口可調，工作馬赫數(shù)5.0～7.0[9]。GDE-2發(fā)動機主要驗證閉環(huán)條件下發(fā)動機主動冷卻結構方案和發(fā)動機高溫氣態(tài)燃料調節(jié)系統(tǒng)。與GDE-1不同的是，GDE-2有完全一體化的燃料系統(tǒng)，液態(tài)JP-7燃料從超燃沖壓發(fā)動機前部進入發(fā)動機壁面進行冷卻，吸收熱量后進入燃料分配閥分配給燃燒室的各個噴嘴，以氣態(tài)形式進入燃燒室。GDE-2采用FADEC控制系統(tǒng)，可使冷卻管路中的燃料壓力保持一定的閥值，避免出現(xiàn)沸騰現(xiàn)象。2005年，GDE-2在高溫風洞中完成了馬赫數(shù)5的自由射流試驗。該試驗是閉環(huán)碳氫燃料超燃沖壓推進系統(tǒng)在超聲速條件下首次成功的試驗，試驗記錄了300 s的試驗數(shù)據。

圖3 GDE-2發(fā)動機Fig.3 GDE-2 engine

3.2經驗與啟示

HyTech計劃是一個較為成功的計劃。在執(zhí)行過程中，采用部件關鍵技術突破、部件試驗研究、發(fā)動機性能試驗和地面試驗研究逐層推進的方法，開展高超聲速動力技術研發(fā)與驗證。該計劃在部件研究方面的成就主要體現(xiàn)在三方面：一是研發(fā)控制方案將流路干擾減到最小，增加了超燃沖壓噴氣發(fā)動機設計的推阻裕度；二是驗證吸熱燃料冷卻的可行性；三是開展部件技術研究工作，為進一步推進超燃沖壓發(fā)動機研究奠定了堅實基礎。發(fā)動機性能試驗件試驗方面，首先驗證了馬赫數(shù)4.5和馬赫數(shù)6.5時發(fā)動機的性能；其次積累了發(fā)動機性能試驗數(shù)據，為發(fā)動機整機地面試驗驗證提供了有力支持。發(fā)動機地面試驗方面，驗證了GDE發(fā)動機在馬赫數(shù)4.5和6.5時能可靠工作，且正推力明顯增大；驗證了馬赫數(shù)4.5和6.5時發(fā)動機性能達標；驗證了燃料的高效燃燒和防熱結構的有效性，及燃料冷卻的超燃沖壓發(fā)動機的有效性；在超聲速條件下對閉環(huán)碳氫燃料超燃沖壓推進系統(tǒng)進行了成功驗證；積累了馬赫數(shù)5.0左右時的重要試驗數(shù)據。

該計劃的成果，轉移并應用到后續(xù)許多高超聲速計劃中，如X-51A計劃等。HyTech計劃開發(fā)的超燃沖壓發(fā)動機技術在X-51A上進行了飛行驗證，為該項技術從試驗階段走向工程設計奠定了堅實基礎。開展HyTech計劃時，對高超聲速動力技術開發(fā)難度給予了高度關注，采取了較為穩(wěn)妥的、循序漸進的研發(fā)策略，逐步推進、層層突破的手段開展技術攻堅，分階段進行技術驗證。

4 Hyper-X計劃(1996年～2004年)

Hyper-X計劃的主要目的，是研究并驗證高超聲速飛機設計技術，和可重復使用飛行器與超燃沖壓發(fā)動機一體化設計技術，為軍民用高超聲速飛行夯實基礎。研究重點是高超聲速飛行器，并先后推出X-43A、X-43B、X-43C和X-43D。

4.1研究情況

Hyper-X計劃最初的重點集中在X-43A飛行器上，并研制出首臺用作X-43A動力裝置的超燃沖壓發(fā)動機。X-43A采用雙模態(tài)沖壓發(fā)動機作為動力裝置，使用氣態(tài)氫做燃料。該發(fā)動機的空氣進氣道為矩形，幾何尺寸可變，且?guī)Э烧{調節(jié)片。1998～2000年，對X-43A高超聲速飛行器和雙模態(tài)發(fā)動機進行了地面試驗。X-43A共進行了三次飛行試驗，2001年的首次飛行試驗，由于未能進入預定軌道而試飛失敗。2004的第二次試飛，X-43A與加速器分離后獨立飛行了約10 s，在完成6 min左右的預計飛行后墜毀。在這次飛行試驗中，X-43A飛行馬赫數(shù)達7.0。同年，X-43A又進行了第三次試驗，與前次試驗相比，這次試驗飛行的速度更高，馬赫數(shù)達9.8，持續(xù)約10 s。

X-43B是概念驗證機，采用火箭基或渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機推進。首先在馬赫數(shù)0.8時從飛機上投放，靠火箭或渦輪發(fā)動機推進到馬赫數(shù)3.0～3.5，然后由亞/超燃沖壓發(fā)動機把飛行器加速到馬赫數(shù)7.0，所用燃料為液氫[9]。2002年著重研發(fā)了RBCC，馬赫數(shù)范圍為0～8.0。2003年，X-43B的動力裝置由以前的RBCC轉向TBCC，這是NASA在RTA計劃下研制的動力裝置，能為X-43B提供馬赫數(shù)0～4.0或5.0的動力。用于X-43B飛行試驗的組合動力裝置中，帶RBCC的X-43B和帶TBCC的X-43B的概念設計見圖4。

圖4 X-43B概念設計圖Fig.4 The design conception of X-43B

X-43C的研發(fā)工作始于2001年，主要對飛行器的形狀進行研究，同時為HyTech計劃研發(fā)的發(fā)動機提供平臺進行飛行試驗。與X-43A相比，X-43C上安裝的發(fā)動機更寬，以通過更多空氣，提高推力。除燃料供給系統(tǒng)外，X-43C類似于X-43A。根據GDE-2的試驗結果選擇雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機最終的流道幾何尺寸，然后裝配在X-43C上進行飛行試驗，但因經費原因，NASA縮小了基礎研究范圍，X-43C項目被取消。

X-43D采用液氫燃料雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機，擬開展飛發(fā)一體化設計及飛行試驗驗證。飛行試驗的馬赫數(shù)大于15.0，工作時間為10 s。X-43D是在X-43A的基礎上直接發(fā)展的，采用冷卻的液氫燃料雙模超燃沖壓發(fā)動機。

Hyper-X計劃主要以高超聲速飛行器的飛行試驗驗證為主，X-43A飛行試驗驗證的成功，標志著超燃沖壓發(fā)動機技術正式從實驗室研究階段走向工程研制階段。

在Hyper-X執(zhí)行過程中，為配合飛行試驗，對超燃沖壓發(fā)動機進行了大量試驗，如整機一體化模型風洞試驗、超燃沖壓發(fā)動機推進性能試驗；并建立了空氣動力學數(shù)據庫，為結構設計分析、軟件開發(fā)與驗證提供了依據。而飛行試驗積累的數(shù)據為校核地面試驗數(shù)據和理論設計方法提供了依據，同時飛行試驗為摸索飛行環(huán)境和飛行控制提供了支撐。

4.2啟示

Hyper-X計劃重點在飛行試驗驗證、探索飛行器設計技術。Hyper-X計劃正好為HyTech計劃中推出的動力裝置提供了飛行試驗平臺。確切說，Hy?Tech計劃與Hyper-X計劃相互依賴，前者提供動力裝置及其技術，后者為動力裝置驗證提供飛行驗證平臺。不難看出，美國制定的高超聲速技術計劃環(huán)環(huán)相關，有很強的繼承性。

5 ARRMD計劃(1997年～2001年)和HyFly計劃(2002年～)

1997年，美國國防預研局(DARPA)提出了AR?RMD計劃(經濟可承受快速響應導彈驗證機計劃)。該項計劃由DARPA和美國海軍共同完成，同時吸收工業(yè)界參與。ARRMD計劃的目的，是采用碳氫燃料超燃沖壓發(fā)動機，研制馬赫數(shù)為6.0～8.0的高超聲速導彈武器，并要求其必須能與美國空軍和海軍的多種戰(zhàn)術飛機、戰(zhàn)略轟炸機、水面艦艇垂直發(fā)射系統(tǒng)、潛艇發(fā)射管兼容。在實施過程中，普惠公司負責研制的超燃沖壓發(fā)動機，一度遇到了在超聲速氣流中無法維持燃燒的重大難題，導致計劃一再拖延，最終于2001年終止。作為ARRMD計劃的延續(xù)，2002年，美國國防預研局和海軍研究局聯(lián)合發(fā)起HyFly計劃(高超聲速飛行技術驗證計劃)，主要進行高超聲速飛行驗證，重點集中在開發(fā)低成本、遠程戰(zhàn)術高超聲速導彈所需要的雙燃燒室沖壓發(fā)動機技術(DCR)。

5.1研究情況

ARRMD計劃是研制同時滿足海軍和空軍要求的低成本導彈。最初設計了兩種方案，分別是海軍的雙燃燒室沖壓發(fā)動機和空軍的雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機方案。經過近兩年的初步論證，于1998年決定選擇空軍的方案。原因是海軍的DCR存在很多技術難點，如DCR使用的燃料添加劑有毒等，且短時間很難克服。ARRMD計劃終止后，2002年DARPA重新審視了雙燃燒室沖壓發(fā)動機技術，并聯(lián)合海軍研究局發(fā)起了HyFly計劃。

HyFly計劃開展的主要工作包括：新結構材料的驗證機方案設計和工程設計，在風洞中對飛行器和動力裝置進行的氣動試驗，高超聲速低空飛行加速器的地面試驗，飛行器子系統(tǒng)的檢驗試驗；模擬飛行器的彈道試驗和自由飛行試驗(檢驗發(fā)動機的先進技術能力)，帶動力的飛行器環(huán)境試驗，帶動力的飛行器自由射流試驗(確定性能和進行壽命試驗的要求)，檢查飛行器與助推裝置連接、分離的飛行試驗，馬赫數(shù)4.0的飛行試驗，導彈射程達到1 100 km時巡航速度為馬赫數(shù)6.0的可行性驗證試驗。

HyFly計劃推出的遠程戰(zhàn)術導彈采用的動力裝置為雙燃燒室沖壓發(fā)動機，在主發(fā)動機內有預燃室，當燃料過剩較多時，可實現(xiàn)亞聲速燃燒，燃燒產物進入到超聲速燃燒的沖壓發(fā)動機中，可利用剩余的JP-10碳氫燃料，而且避免了采用復雜的熱交換器。在計劃開展期間，為研究動力裝置的性能，對其進行了地面試驗，同時考核采用先進輕質耐高溫結構材料的情況，結果表明所采用的技術能達到計劃預定的目標。這個試驗研究有兩層目的，一方面要開發(fā)并驗證超聲速飛行導彈所必須的技術，也是本計劃的核心；另一方面，要開展先進的動力裝置技術研發(fā)并探索廉價的試驗方法。

5.2經驗總結

ARRMD計劃與HyFly計劃的先后實施，體現(xiàn)了美國在高超聲速技術領域的逐步探索過程。首先ARRMD計劃強調了經濟可承受性，與以前制定的高超聲速計劃相比更強調低成本，還強調通用性，即能同時滿足美國空軍和海軍的要求。后續(xù)的HyFly計劃中，重拾在ARRMD計劃中被否定的DCR方案。這表明美國在高超聲速技術研究方面也是在走曲折前進的道路，在技術尚未成熟時并不貿然發(fā)展，只有在技術儲備到了一定階段時才開啟計劃，更加關注技術成熟度。

6 結束語

本文著重介紹了NASP、HyTech、Hyper-X、AR?RMD和HyFly計劃，NGLT、NAI、FALCON、X-51A和RATTLRS等計劃將在《美國典型的高超聲速技術計劃》(下)中介紹。NASP計劃是美國在高超聲速技術研究領域的一個非常重要的轉折點，這是因為在此計劃之前，美國開展的航天飛機計劃主要是進行原理性探索，探討能否實現(xiàn)超聲速飛行及對超燃沖壓發(fā)動機的基礎性問題開展研究，并未提出具體的目標和應用對象。NASP計劃之后的很多計劃，都是采取逐步推進、層層突破的手段來開展技術攻堅。HyTech計劃驗證了超燃沖壓發(fā)動機工作的可實現(xiàn)性，進而開始探索應用目標。首先把探索到的較為成熟的技術，如超燃沖壓發(fā)動機技術應用在導彈上，而ARRMD計劃和HyFly計劃也為此提供了很好的驗證平臺。在導彈上驗證后，又把目標轉向軍用飛機和空間往返運輸系統(tǒng)，這也是美國在高超聲速技術領域探索的最主要目的，即研發(fā)高超聲速飛行的軍用飛機和空天往返系統(tǒng)。Hyper-X計劃為高超聲速飛機技術驗證提供了平臺，通過該計劃，美國探索了高超聲速飛機與可重復使用的天地往返系統(tǒng)的超燃沖壓發(fā)動機一體化設計技術。

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Typical Hypersonic Technology Research Programs in America(PartⅠ)

WANG Wei-wei，GUO Qi
(China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China)

Typical hypersonic technology research programs in America,such as NASP,HyTech,Hy?per-X,ARRMD and HyFly were summarized;contents,progress and achievements of each program were al?so illustrated.Trough the analysis,the programs were proved to be relative and successive;concept explora?tion,key technology breakthrough and test verification were closely related to each other.The experience and lessons were learned from these programs,thus more attention was paid to TRL in the following pro?grams.More analyses were accomplished on the demands and feasibility to make more practical research goals.Steady hypersonic technology development strategies were followed in proper sequence to improve the development and application of hypersonic technology in accordance with short-term,mid-term and long-term targets.

hypersonic technology；NASP；HyTech；Hyper-X；ARRMD；HyFly；scramjet

V235

A

1672-2620(2013)03-0053-06

2013-04-27；

2013-06-24

王巍巍(1971-)，女，內蒙通遼人，文學碩士，譯審，主要從事發(fā)動機情報研究和科技翻譯工作。