李京

近20年來，美國圍繞常規(guī)快速全球打擊和作戰(zhàn)快速響應空間計劃，積極開展高超音速巡航導彈、高超音速滑翔飛行器和可重復使用航天運載器的研究，高超音速技術(shù)取得了很大的成就。

Hyper- X計劃與X- 43A

空天飛機項目雖然取消，但積累了豐富的數(shù)據(jù)和經(jīng)驗。加上俄羅斯“冷”發(fā)動機成功的刺激，美國于1997年正式啟動了Hyper-X計劃，主要目的是驗證超燃沖壓發(fā)動機為動力的高超音速試驗飛行器的總體性能，以及檢驗高超音速飛行器的設(shè)計和試驗方法。

Hyper-X計劃制造了使用液氫燃料超燃沖壓發(fā)動機的X-43A高超音速飛行器。這種機身一體化設(shè)計的超燃沖壓發(fā)動機是過去20年研究的成果總結(jié)。據(jù)稱X-43A使用的超燃沖壓發(fā)動機是NASP主發(fā)動機的原型型號，已經(jīng)進行了充分的地面風洞測試和模擬仿真，美國工程師們對它的高超音速飛行工作很有信心。簡單地說，它的前機身起到了進氣道的作用，而機身后部起到尾噴管的作用。但X-43A飛行速度遠超馬赫數(shù)5，氣動加熱成了非常嚴重的絆腳石。美國為它研制了最新的熱防護結(jié)構(gòu)，保證其復合材料可以承受高超音速飛行時的熱載荷。X-43A的飛行試驗的成功也讓它成為美國高超音速技術(shù)發(fā)展中一個重要里程碑。

X-43A飛行器從B-52轟炸機上釋放后使用“飛馬座”固體火箭第一級進行加速，到達預定高度和速度后與助推火箭分離，超燃沖壓發(fā)動機點火工作5到10秒，將飛行器加速到馬赫數(shù)7或10，進行一系列高超音速下的空氣動力學和推進系統(tǒng)試驗。根據(jù)計劃，首次飛行將要達到馬赫數(shù)7，第二次仍為馬赫數(shù)7，而第三次將達到馬赫數(shù)10。除了2001年6月2日的首次試驗由于助推火箭故障失敗外，后兩次試驗都達到了預定的速度，創(chuàng)造了吸氣式發(fā)動機飛行器在大氣層內(nèi)加速飛行的速度紀錄。

2004年3月27日，X-43A發(fā)射后在28500米高度與助推火箭分離，超燃沖壓發(fā)動機點火工作約11秒，推動飛行器加速達到馬赫數(shù)6.83的最高速度。2004年11約16日，X-43A在第三次試驗中工作約11秒，達到馬赫數(shù)9.8的最大速度，這兩次成功試飛是首次實現(xiàn)以超燃沖壓發(fā)動機為動力的飛行器的自由飛行（俄羅斯的“冷”計劃中助推發(fā)動機未分離），是高超音速推進技術(shù)從理論走向應用階段的重要標志。

X-43A尖銳的前緣由11個部件構(gòu)成，鼻緣半徑只有0.03英寸（0.762毫米），這雖然有利于升阻比的提高，但加劇了氣動加熱，鼻緣區(qū)溫度相當高。美國航空航天局的地面數(shù)值仿真計算顯示，在馬赫數(shù)7的飛行速度下，鼻緣溫度可達約1650℃，而馬赫數(shù)10時更是高達2093℃到2204℃。為此，X-43A前緣的11個部件都使用碳-碳復合材料，還特意增加了碳化硅耐熱涂層，但仍然難以在高速高溫和高熱流的沖擊下勝任預定任務(wù)。 NASA為此專門成立了馬赫數(shù)10前緣顧問委員會，研究高超音速下的熱防護問題，提出并主要使用了三種解決辦法。

首先是使用不同的涂層材料制造了前緣部門的試制件，并在電弧噴射實驗中模擬實際飛行環(huán)境。涂層材料的選取不僅取決于耐高溫性能，還取決于它的熱處理溫度、熱輻射系數(shù)等因素。前緣碳-碳復合材料的涂層由三層薄膜構(gòu)成，首先是碳化硅轉(zhuǎn)化層，中間是化學蒸汽沉積法制造的碳化硅涂層，最外層是化學蒸汽沉積法制造的碳化鉿涂層。防熱涂層的熱處理工藝同樣至關(guān)重要，比如具體工藝的層裂剝落強度也是選擇涂層和工藝，保證涂層耐高溫性能的重要指標。

其次，對沿弦向和沿展向的碳碳復合材料都使用了非均衡編織的技術(shù)，通過熱導率的變化“疏通”熱流，降低熱應力引起的變形和由此產(chǎn)生的更嚴重的氣動加熱。這種獨特的方法利用了復合材料的可設(shè)計性，通過改變結(jié)構(gòu)熱導率改變部件熱流的技術(shù)，是目前高超音速領(lǐng)域緩解熱應力和熱變形最有效的方法之一，有人稱之為“熱導法”。

第三個加強熱防護的手段被稱為滑動連接法。高超音速飛行時面對高溫高熱流引起的熱變形，傳統(tǒng)的思路是強度上盡可能堅固，而X-43A卻反其道而行，在鼻緣構(gòu)件上使用了套槽插孔的連接設(shè)計技術(shù)，允許熱膨脹甚至相對滑動，降低了熱應力對飛行器整體結(jié)構(gòu)的影響。X-43A飛行器的上下表面使用覆蓋氧化鋁陶瓷的防熱瓦，發(fā)動機散熱使用納米氧化鋁顆粒增強銅基復合材料合金。超燃沖壓發(fā)動機前緣和導流板還使用了主動水冷防熱設(shè)計，以緩解火箭助推階段和超燃沖壓發(fā)動機工作時產(chǎn)生的高加熱量。

美國航空航天局還計劃進行碳氫燃料的X-43B項目。X-43B使用一體化吸氣火箭系統(tǒng)發(fā)動機，目標是使用碳氫燃料完成初始啟動，達到馬赫數(shù)2.5后啟動亞燃沖壓模式，達到馬赫數(shù)5后啟動超燃沖壓模式，最終達到馬赫數(shù)7的最高速度。

HyTech計劃

X-43A項目雖然達到了預期目標，但液氫燃料并不是高超音速飛行器的實用選擇，從X-43A的發(fā)動機不得不使用主動水冷的設(shè)計，就可以看到它的局限性。正因為如此，美國稍后將研制重點轉(zhuǎn)向速度較低但實用價值更大的碳氫燃料超燃沖壓發(fā)動機項目。其中美國空軍研究實驗室、美國國防高級研究計劃局和美國航空航天局推出了HyTech計劃。

HyTech計劃從1996年開始，重點是普惠公司的HySET發(fā)動機研制項目，目標是研制一種在馬赫數(shù)4-8速度下工作的碳氫燃料雙模超燃沖壓發(fā)動機。發(fā)動機不僅使用混合壓縮進氣道，還將使用碳氫燃料進行再生冷卻，并考慮了發(fā)動機和導彈的一體化外形設(shè)計，以及使用輕質(zhì)材料減輕重量和更好的熱防護系統(tǒng)等設(shè)計。

在部件技術(shù)驗證階段，普惠公司在超音速風洞中進行了大量縮比試驗，并開展了一體化進氣道的研究試驗。對于燃燒室部分，通過縮比實驗模型驗證了高超音速下的燃燒效率。對噴管部分，不僅研究了推力矢量噴管的控制方案，還對噴管使用的碳-碳、碳-碳化硅耐高溫復合材料進行了詳細的試驗研究。

在此技術(shù)基礎(chǔ)上，普惠公司開始制造地面驗證機GDE-1和GDE-2。GDE-1是一種雙模超燃沖壓發(fā)動機，包括可調(diào)板進氣道、主副燃燒室和單面膨脹而尾噴管，其中進氣道和噴管使用耐高溫復合材料確保被動冷卻，而燃燒室由高溫合金組成，使用碳氫燃料進行再生冷卻。碳氫燃料對燃燒室的冷卻本身也是預熱分解和汽化的過程，有助于加速超音速燃燒。GDE-1發(fā)動機在地面自由射流試車臺上，在模擬馬赫數(shù)4.5馬赫和馬赫數(shù)6.5速度下進行了數(shù)十次高超音速試驗。這也是碳氫燃料超燃沖壓發(fā)動機的首次地面自由射流試驗。GDE-2發(fā)動機更進一步，擁有一體化的燃料系統(tǒng)，用于驗證閉環(huán)條件下主動冷卻系統(tǒng)和燃料調(diào)節(jié)系統(tǒng)的設(shè)計和性能，它還使用了FADEC控制系統(tǒng)，2005年在馬赫數(shù)5的自由射流試驗中進行了長時間的成功試驗。2006年，GDE-2多次成功進行馬赫數(shù)5的高超音速工作試驗，作為一個成套的實用化推進系統(tǒng)，它標志著高超音速推進技術(shù)取得了里程碑式的重要成就，為后續(xù)飛行試驗項目鋪平了道路。

NASA還討論過使用美國空軍HyTECH碳氫燃料超燃沖壓發(fā)動機的X-43C項目、X-43A進一步發(fā)展的X-43D項目。X-43D計劃使用氫燃料超燃沖壓發(fā)動機達到馬赫數(shù)15的速度。規(guī)劃很豐滿，但現(xiàn)實卻很令人無奈。最終只有X-43A進行了實際飛行試驗，X-43B、X-43C和X-43D都胎死腹中。

X- 51A

美軍還啟動過“先進快速反應導彈演示器”項目，速度指標達到了馬赫數(shù)6以上，目標是研制出一種可以對400海里外目標進行廉價快速打擊的高超音速導彈，項目提出了兩個備選的方案：乘波體設(shè)計和傳統(tǒng)的圓柱體設(shè)計。2001年工組取消后，兩個方案分別成為不同的新項目，也就是美國空軍研究實驗室（AFRL）的X-51A和美國海軍研究局（ONR）的“高飛”（HyFly）項目。

X-51A是美國空軍、美國國防高級研究計劃局、普惠和波音公司的聯(lián)合項目，它部分繼承了早期Hyper-X的氣動布局和機身/發(fā)動機一體化設(shè)計等技術(shù)，是美國新世紀最成功的超燃沖壓發(fā)動機試驗項目之一。它外形上是典型的乘波體布局，動力采用HyTech項目下普惠公司研制的SJX61發(fā)動機。

SJX61發(fā)動機首先在地面超音速風洞進行了GDE-1和GDE-2等試驗，初步檢驗了發(fā)動機的性能，隨后計劃使用X-51A飛行器試飛。

按照要求，X-51A飛行器將在27.4千米高度巡航，飛行速度馬赫數(shù)4.5-6.5，發(fā)動機點火工作時間300秒，實際上它就是未來高超音速巡航導彈的縮比試驗飛行器。

2010年5月26日X-51A進行了首次試驗，試驗中它在21千米高度加速到速度接近馬赫數(shù)5，不過超燃沖壓發(fā)動機只工作了約140秒，加速度也比設(shè)計指標低得多。但這個140秒的高超音速動力飛行，已經(jīng)把上一個記錄保持者X-43A的12秒飛行遠遠拋在身后。

2011年6月13日的第二次試驗和2012年8月14日的第三次試驗都失敗了。

2013年5月1日的最后一次飛行中，X-51A從B-52H轟炸機上投放，由助推器加速到馬赫數(shù)4.8。隨后超燃沖壓發(fā)動機開始點火工作時間，并最終將速度加速到馬赫數(shù)5.1。動力飛行210秒后，由于燃油耗盡停止工作，最終在發(fā)射370秒后落入太平洋，其飛行距離據(jù)稱達到了740千米。

X-51A的試驗刷新了超燃沖壓發(fā)動機的歷史記錄。雖然飛行試驗中超燃沖壓發(fā)動機并沒有達到300秒的工作時間，更沒有達到馬赫數(shù)6的速度。但它的成功仍是高超音速飛行器和超燃沖壓發(fā)動機的巨大突破。SJX-61發(fā)動機在實際飛行中不僅實現(xiàn)了凈推力和正加速度，并持續(xù)工作了上百秒時間，比X-43A的發(fā)動機工作時間提高了一個數(shù)量級。

X-51A的部分成功已經(jīng)極大地鼓舞了美國國防高級研究計劃局。目前美軍打算在此基礎(chǔ)上研制高速打擊武器，它使用碳氫燃料超燃沖壓發(fā)動機，速度超過5馬赫，射程可能高達1000千米左右。

“高飛”（HyFly）計劃

對比X-51A項目的成功，美國國防高級研究計劃局和海軍研究辦公室的聯(lián)合項目HyFly就要倒霉的多。HyFly的發(fā)動機由約翰·霍普金斯大學的應用物理實驗室研制，是一個使用雙燃燒室沖壓發(fā)動機的實驗項目，其源頭可以追溯到20世紀60年代的超燃沖壓導彈項目。20世紀70年代開始應用物理實驗室提出了雙燃燒室沖壓發(fā)動機概念，并證實了它使用碳氫燃料的可行性，經(jīng)過十多年的研制，先后在進氣道、亞音速燃燒室和超音速燃燒室等方面取得突破。

HyFly的軸對稱亞燃/超燃發(fā)動機設(shè)計十分巧妙，它使用廉價的傳統(tǒng)JP-10航空煤油。戽斗形的外殼內(nèi)部設(shè)計了三個不同的氣流通道，其中25%的空氣通過旋流通道和導流通道進入亞音速燃燒室，又有25%的空氣被強迫旋轉(zhuǎn)后進一步減速，與霧化燃料結(jié)合成為油氣混合氣，剩余的則形成富油混合氣。亞音速燃燒室的燃燒和普通沖壓發(fā)動機類似，因此它可以將啟動速度降低到馬赫數(shù)3。而X-51A的SJX61發(fā)動機則要在馬赫數(shù)4.5以上內(nèi)才能點火啟動。HyFly發(fā)動機剩余的75%空氣通過一個收斂通道進入超音速燃燒室，與亞音速燃燒室部分燃燒的富油混合氣混合進行完全燃燒，實現(xiàn)穩(wěn)定的超音速燃燒，最終可達到馬赫數(shù)6的速度。

HyFly在風洞中成功模擬了27400米高空馬赫數(shù)6.5飛行的情況。2005年進行了自由飛大氣層超燃沖壓發(fā)動機實驗技術(shù)子項目試驗，發(fā)射了縮比的雙模沖壓發(fā)動機，并工作15秒之久，在19200米高度速度達到了1.6千米/秒的速度。

HyFly設(shè)計雖然巧妙，但試驗卻異常悲劇。三次飛行試驗都以失敗告終。2010年7月29日，這種設(shè)計速度馬赫數(shù)6、射程600海里的高超音速導彈在悄無聲息中黯然落幕。

“先進高超音速武器”

美國陸軍“先進高超音速武器”（AHW）項目，其目標更多著眼于再入后高超音速滑翔的增程效果。項目的技術(shù)源自美國桑迪亞實驗室早年的桑迪亞有翼再入飛行器試驗，使用雙錐體氣動外形加氣動舵面控制技術(shù)，雖然它的升阻比要比HTV-2要低得多，但技術(shù)難度更低，從而為試驗的成功奠定了基礎(chǔ)。2011年進行了第一次飛行試驗，它使用戰(zhàn)略靶彈系統(tǒng)從夏威夷群島的考艾島發(fā)射場發(fā)射后，和助推器分離再入，開始高超音速滑翔，并成功飛抵距離發(fā)射成3700千米外的夸賈林環(huán)礁的里根靶場。第一次試驗搜集了高超音速助推-滑翔飛行的試驗數(shù)據(jù)，考核了高超音速滑翔飛行器的氣動、制導和熱防護技術(shù)。

2014年8月25日進行了第二次試驗。它計劃從阿拉斯加州的科迪亞克島發(fā)射場發(fā)射，最終落區(qū)位于夸賈林環(huán)礁的里根靶場，總飛行距離約3500海里（6500千米）。但升空才4秒，就因為STARS助推器的故障引爆了試驗導彈甚至損壞了發(fā)射臺。事后分析稱問題來自STARS的熱防護層。

AHW的成功試驗是美國近些年來高超音速試驗飛行中不多的亮點，第一次成功的鼓舞，加上第二次試驗失敗并非AHW自身問題，使之得到了高層的賞識。2014財年AHW得到了5500萬美元預算，2015和2016財年分別是9000萬和8600萬美元，至于2017到2021財年可能申請高達10億美元的預算，用于在2017到2019年間進行更多的飛行試驗。目前損壞的發(fā)射工位已經(jīng)修復完畢，AHW的第三次飛行試驗有望在2017年進行。根據(jù)2017財年預算申請，AHW的后續(xù)試驗中可能使用新研制的助推器。

“先進高超音速武器”在美國高超音速助推-滑翔武器中起到了中流砥柱的作用。它接替了高大上但屢屢失敗的HTV-2的地位，也被稱為替代再入系統(tǒng)。該技術(shù)成熟后如果轉(zhuǎn)化為實際高超音速裝備。

“戰(zhàn)術(shù)助推滑翔”（TBG）

美軍最有望實用化的助推-滑翔項目，還是美國空軍和美國國防高級研究計劃局聯(lián)合開展的“戰(zhàn)術(shù)助推滑翔”（TBG）項目。TBG項目計劃將吸取HTV等項目的經(jīng)驗教訓和技術(shù)成果，研制一種空射或艦載、可以在10分鐘內(nèi)飛行超過1000海里的戰(zhàn)術(shù)級助推-滑翔導彈，據(jù)稱TBG將首先被加速到高超音速，隨后在接近60千米的高度開始再入滑翔。從某種意義上說， TBG可以看做是“潘興Ⅱ”導彈的延續(xù)，兩者擁有類似的射程，不同在于TBG要進行遠距離的高超音速滑翔，具有更強的機動能力和突防能力，美國反介入研究不斷升溫的背景下，TBG轉(zhuǎn)化的實際高超音速武器項目將具有極大的現(xiàn)實威脅。

這些使用超燃沖壓或是沖壓發(fā)動機的項目取得了不小的成績，但距離實用的高超音速導彈還有一定的距離，于是底蘊深厚的美國人也想到使用傳統(tǒng)的渦輪噴氣發(fā)動機研制高速打擊導彈，這就是曾經(jīng)大名鼎鼎的時敏目標遠程打擊創(chuàng)新方法了。這個型號由洛-馬公司研制，使用羅爾斯·羅伊斯公司的YJ-102R渦輪噴氣發(fā)動機，試驗階段要求以0.25g的加速度從亞音速加速到至少馬赫數(shù)3，并持續(xù)飛行至少5分鐘，而最終目標是做到以0.5g加速到馬赫數(shù)4以上的速度，并以馬赫數(shù)4的速度飛行至少15分鐘。雖然尚未達到一般意義上馬赫數(shù)5的高超音速劃分標準，但在飛行速度和飛行時間上已經(jīng)和現(xiàn)有常見的馬赫數(shù)2級別超音速導彈拉開了差距，接近了高超音速飛行器。2009年YJ-102R發(fā)動機在高速渦輪發(fā)動機演示合同下進行了首次成功試驗，但不久后的低速試驗中遭遇失敗，最終導致失去了支持。

2016年先進全量程發(fā)動機項目下，美國還在研制新的渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機，它將綜合低速的渦輪噴氣發(fā)動機和高速推進的亞燃/超燃沖壓發(fā)動機，共用進氣道和尾噴管，其主要難度在于普通渦輪噴氣發(fā)動機速度不超過馬赫數(shù)2.5而傳統(tǒng)燃沖壓發(fā)動機速度不低于馬赫數(shù)3.5的銜接問題。AFRE將研制出一種可在馬赫數(shù)0-5速度范圍內(nèi)工作的渦輪基組合巡航發(fā)動機，作為未來吸氣式高超音速飛行器的推進系統(tǒng)。從FaCET到AFRE的渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機計劃一脈相承，從2013年洛克希德·馬丁公司公布SR-72項目看，它很可能使用源自AFRE或是后續(xù)項目的渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機。

美軍仍在等待以超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)研制馬赫數(shù)6左右的高超音速導彈，帶來類似隱身技術(shù)的革命性突破。美國空軍和美國國防高級研究計劃局聯(lián)合推動的兩個高超音速方向之一就是高超音速吸氣式武器概念作為X-51A的后續(xù)者，將研制更先進的高超音速飛行器、效率更高的超燃沖壓發(fā)動機和熱防護以及控制部分等性能更好的子系統(tǒng)。美國空軍實驗室負責、洛-馬公司正在研制的高速打擊武器項目將以X-51A上得到驗證的碳氫燃料超燃沖壓發(fā)動機為基礎(chǔ)，進一步驗證高超音速飛行技術(shù)。如果項目進展順利的話，2020年左右有望看到美軍先進吸氣式高超音速導彈的試驗。