美國正在開展高超聲速助推滑翔導(dǎo)彈和巡航導(dǎo)彈研發(fā)，預(yù)計未來幾年內(nèi)就可以投入戰(zhàn)場。但圍繞尺寸更大的、定位于打擊與偵察／高速民用和軍用運輸／甚至多級入軌等任務(wù)的高超聲速飛行平臺，目前仍有大量科研工作需要做。

美國此前開展的高超聲速助推滑翔飛行器和吸氣式超燃沖壓驗證飛行器等科研項目取得了一系列研究成果。美國防部國防現(xiàn)代化研究與工程局局長馬克·劉易斯表示，“我們可以確信，設(shè)計研制能夠產(chǎn)生正推力的超燃沖壓發(fā)動機已不存在技術(shù)障礙。但從一次性使用的助推滑翔飛行器和巡航飛行器跨越到可重復(fù)使用的高超聲速飛機，這中間還要做大量的工作。如發(fā)動機與機體的一體化，特別是推進(jìn)系統(tǒng)的模態(tài)轉(zhuǎn)換問題。我們需要一個可以從馬赫數(shù)0加速到馬赫數(shù)5或6、然后再減速到馬赫數(shù)0的推進(jìn)系統(tǒng)，我們正在開展這項研究。但問題是，這應(yīng)該是一臺組合發(fā)動機還是多臺發(fā)動機的組合？能夠直接從渦輪轉(zhuǎn)到亞燃沖壓/超燃沖壓發(fā)動機嗎？是否需要做一些中間過渡措施？”

盡管超燃沖壓發(fā)動機已經(jīng)有幾十年的研究經(jīng)驗了，但各種有競爭力的推進(jìn)概念仍在不斷涌現(xiàn)。因此，超燃沖壓發(fā)動機還是正確的答案嗎？劉易斯表示，“我個人認(rèn)為不一定。我們應(yīng)該盡量放開思想，認(rèn)真思考是否還有其他的高速推進(jìn)選項。我不想現(xiàn)在就收斂我們的技術(shù)路線。”

推進(jìn)系統(tǒng)的潛在可選方案

除了渦輪基沖壓組合發(fā)動機以外，目前正在研究的多類推進(jìn)方案都有作為馬赫數(shù)0～6+高超聲速飛行器動力的潛力。一類是采用液氫作為熱沉和燃料的動力，包括日本航宇研發(fā)機構(gòu)（JAXA）研究的ATREX空氣渦輪沖壓膨脹循環(huán)發(fā)動機、俄羅斯研究的ATRDC深度預(yù)冷空氣渦輪火箭發(fā)動機、綜合了深度預(yù)冷渦輪與液體火箭的KLIN發(fā)動機以及吸氣式火箭發(fā)動機等。一類是正在興起的旋轉(zhuǎn)和脈沖爆震發(fā)動機以及磁流體／磁-等離子體發(fā)動機，其中有研究認(rèn)為，將脈沖爆震火箭發(fā)動機與引射沖壓、亞燃沖壓、超燃沖壓和火箭等模態(tài)組合起來，可用于實現(xiàn)太空進(jìn)入。另外還有一個備選方案就是英國反作用發(fā)動機公司（REL）正在研制的“佩刀”協(xié)同吸氣式火箭發(fā)動機，研發(fā)團隊在2019年10月完成了預(yù)冷卻器樣機在馬赫數(shù)5條件下的地面考核試驗。

劉易斯認(rèn)為，“液態(tài)空氣循環(huán)發(fā)動機和深度預(yù)冷循環(huán)發(fā)動機的整個理念都極具發(fā)展前景。我不知道它們最終是否能夠成功研制出來，但它們看上去都有獨到的優(yōu)勢。我真正關(guān)心的是我們必須保持充分多樣化的研發(fā)路線，確保給各類概念都留有足夠的發(fā)展空間。”

機體／推進(jìn)一體化

隨著速度和高度增加，吸氣式飛行器都必須滿足一個相對較小的飛行包線的約束。碳?xì)淙剂铣紱_壓發(fā)動機需要從馬赫數(shù)3 開始啟動，燃料熱值限制了它最多只能飛到馬赫數(shù)7.5，而氫燃料則可以將這個速度極限擴展到馬赫數(shù)14。從飛行高度來看，大多數(shù)雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機飛行包線的上邊界都限定在500磅力／平方英尺（psf，約合24千帕，24kPa），即從，馬赫數(shù)5／高度30千米到馬赫數(shù)15／高度45千米的動壓線；下邊界一般受結(jié)構(gòu)強度限制，限定在2000磅力／平方英尺（psf，約合98千帕，98kPa），即從馬赫數(shù)2.5／高度12千米到馬赫數(shù)14／高度33千米的動壓線。

此外，需要面臨的挑戰(zhàn)還有：設(shè)計條件隨著馬赫數(shù)變化帶來的氣動特性變化而更加復(fù)雜；優(yōu)化機翼面積來適應(yīng)多種飛行模態(tài)；高載油系數(shù)的飛行器布局設(shè)計；以及設(shè)計恰當(dāng)?shù)倪M(jìn)氣道和尾噴管尺寸，這兩個部件的最優(yōu)外形設(shè)計理論上會緊密隨著馬赫數(shù)變化而顯著變化。

劉易斯表示，“我們知道怎么設(shè)計一個好的進(jìn)氣道，但不知道什么是最好的進(jìn)氣道設(shè)計。這里面仍然有大量的研發(fā)和優(yōu)化工作需要做。”高推阻比對于快速加速到馬赫數(shù)5+至關(guān)重要。研究人員發(fā)現(xiàn)進(jìn)氣流量與發(fā)動機推力必須高度匹配才能在各速度段都獲得2以上的推阻比。與此同時，為了使飛行器能夠順利跨過馬赫數(shù)1附近的跨聲速段，一方面進(jìn)氣道既要足夠大以便捕獲足夠多的空氣來獲得足夠的推力，另一方面進(jìn)氣道和尾噴管又要足夠小以便減小飛行器的阻力。

波音公司高超聲速首席科學(xué)家鮑卡特表示，“設(shè)計進(jìn)氣道要面臨方方面面的挑戰(zhàn)，要兼容大范圍變化的空氣流量捕獲要求和收縮比要求（實現(xiàn)高壓比和來流穩(wěn)定性），還要確保進(jìn)氣畸變足夠低和溢流阻力足夠小。而以上每個參數(shù)的具體要求都會隨著馬赫數(shù)、高度和攻角等飛行參數(shù)的大范圍變化而變化。”劉易斯也認(rèn)為，“過去這么多年，我接觸了非常多的高超聲速飛行器概念設(shè)計，決定它們最終氣動外形方案的往往都不是它們的高超聲速性能要求，而是跨聲速性能要求。你可以設(shè)計出一個在馬赫數(shù)5、6、7或8有良好性能的氣動外形，但它們都沒法跨過馬赫數(shù)1。推阻平衡在跨聲速段總是無法接續(xù)上。我們在設(shè)計導(dǎo)彈的時候，總是用火箭來快速跨過馬赫數(shù)1，因此也就不存在這個問題了。但低馬赫數(shù)段的性能就變得非常重要了。”

機體與推進(jìn)緊密耦合以后又帶來了對飛行器內(nèi)部機載系統(tǒng)重量、功率、尺寸等最小化的要求，這使得問題進(jìn)一步復(fù)雜化。劉易斯認(rèn)為，通過多學(xué)科優(yōu)化等方法實現(xiàn)高度一體化的飛行器架構(gòu)“絕對是一個關(guān)鍵技術(shù)問題。我們35年前就明白了高超聲速飛行器必須是一個高度一體化的系統(tǒng)，今天我們對這一點更加深信不疑。”

尺寸與流動問題

尺寸放大會帶來諸多問題。美國約翰霍普金斯大學(xué)應(yīng)用物理實驗室防空反導(dǎo)部門負(fù)責(zé)人大衛(wèi)·萬·懷爾（David Van Wie）表示，“隨著飛行器尺寸增加，其他問題又會耦合進(jìn)來，比如結(jié)構(gòu)彎曲與屈伸。飛行器不可能都是剛體。飛行載荷將深入影響到發(fā)動機乃至推進(jìn)系統(tǒng)。而尺寸越大，這種耦合影響就越顯著和復(fù)雜。”

尺寸小了也會有問題。雖然剛度變好了，但又會面臨容量和熱管理等難題。萬·懷爾表示，“NASA很早以前就研究指出，越細(xì)長的飛行器升阻比越高。但如果飛行器尺寸太小的話，就沒法做到細(xì)長，因為那樣的話機體內(nèi)部容量就不夠了。這里面需要各方權(quán)衡。”

外形尺寸需要考慮的另一個問題涉及到邊界層，這是一個影響高超聲速飛行器設(shè)計的核心問題。高超聲速邊界層的特性往往會與激波耦合在一起。激波與邊界層耦合會產(chǎn)生額外的摩擦阻力，并且在某些情況下可以使氣動加熱比在層流條件下增加8倍。隨著激波位置變化，兩者的耦合區(qū)域也會變化。鮑卡特指出，“因此，氣動加熱加劇現(xiàn)象會在飛行器各處游走，這樣就會顯著增加飛行器需要進(jìn)行熱防護(hù)或熱管理的面積（導(dǎo)致重量和成本增加）。邊界層精確預(yù)測和邊界層轉(zhuǎn)捩推遲就變得非常重要。”

劉易斯認(rèn)為，“我們現(xiàn)在還無法精確預(yù)測高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩，我們只能大概地進(jìn)行預(yù)測，并不斷提高預(yù)測精度。”劉易斯作為學(xué)生參與美國國家空天飛機計劃（NASP）項目時曾有一位非常資深的老師告訴他，如果飛行器的邊界層都是湍流而不是層流，那它永遠(yuǎn)沒法飛行。“我過去的經(jīng)驗告訴我，如果我們的飛行器設(shè)計得這么敏感，那它肯定沒法飛行，我們必須要設(shè)計出足夠魯棒的氣動布局。這是一件很難的事情。”萬·懷爾同意這個觀點，“不斷提高我們的飛行器設(shè)計能力，使它在空中飛行時具有足夠的操縱魯棒性，是當(dāng)前面臨的一個更大的問題。你肯定不希望這個飛行器只能按照特定的剖面來飛行。我希望它可以像其他飛行器一樣自由飛行。”

更耐高溫的材料

盡管過去幾十年在航天器、彈道導(dǎo)彈和超聲速飛機等飛行器上積累了大量熱防護(hù)材料技術(shù)成果，但這些都無法解決大氣層內(nèi)高超聲速飛行面臨的高熱問題。當(dāng)速度達(dá)到馬赫數(shù)6及以上時，飛行器前緣的溫度可以達(dá)到1600～2200℃，這比鈦合金熔點高300℃，比鋼的熔點高600℃。巨大的熱流密度會在很小的區(qū)域內(nèi)造成非常大的熱沖壓和熱梯度。

萬·懷爾認(rèn)為，“前緣越尖銳，溫度就越高。問題是你想設(shè)計成多尖銳，這本質(zhì)上可轉(zhuǎn)換成前緣結(jié)構(gòu)材料能夠耐受多高的溫度。這對于可重復(fù)使用飛行器和一次性使用飛行器來說有很大差異。材料耐高溫性能越好，你就可以設(shè)計越尖銳的前緣，就可以獲得更高的升阻比，更好的性能。這個領(lǐng)域還有很大的提升空間。”

飛行器尺寸變化也會對熱環(huán)境產(chǎn)生影響。劉易斯解釋認(rèn)為，“人們一般不理解尺寸變化的影響。比如，如果把一個特定的高超聲速飛行器進(jìn)行等比例縮小，它的前緣一定會變得更加尖銳（前緣半徑減小），這就導(dǎo)致溫度更高。因此，我必須增加前緣半徑使它變更鈍，而這又反過來增加了氣動阻力，從而進(jìn)一步影響氣動性能。這樣的情況遇到多了以后，我們意識到我們必須對尺寸的問題高度謹(jǐn)慎。飛行器能夠在某個特定外形尺寸下滿足要求，不代表我們可以將它放大或縮小仍然能夠滿足要求。”

當(dāng)飛行器速度超過馬赫數(shù)5以后，飛行器表面的空氣本身也在發(fā)生變化。嚴(yán)重的氣動加熱將會使氧氣和氮氣發(fā)生離解，使得空氣組分和特性發(fā)生變化，進(jìn)而影響飛行器表面流場特性。更高馬赫數(shù)引起的空氣電離還會對高超聲速飛行器的通信和制導(dǎo)導(dǎo)航與控制產(chǎn)生影響。

洛馬導(dǎo)彈與火控公司技術(shù)負(fù)責(zé)人大衛(wèi)·亨恩（David Hunn）認(rèn)為，材料是成功研制一型高超聲速飛行器所面臨的“第一個”問題。“我不得不基于材料限制來調(diào)整我的飛行軌跡和性能設(shè)計。我們過去在這個領(lǐng)域探索得比較少。這里面又涉及到主動冷卻結(jié)構(gòu)、采用各種主被動熱防護(hù)的防隔熱結(jié)構(gòu)等。但總體上來說，輻射冷卻／熱結(jié)構(gòu)是一種更好的方式。原因很簡單，它不涉及活動部件，而且空間、重量和功率需求更小。”

涂層問題

金屬材料一般很難承受這么高的熱流和溫度，目前一般都會采用碳纖維和碳基復(fù)合材料以及陶瓷基復(fù)合材料。大衛(wèi)·亨恩提到，“這類材料雖然能夠承受高溫，但隨之而來的問題就是抗氧化。因此需要靠表面涂層來解決這個問題。能夠在1700℃以上工作的涂層包括碳化鉿和碳化鉭以及硼化鉿和硼化鋯等。這些陶瓷基材料具有非常好的抗氧化特性，因此大量研究工作都在研究采用這類涂層來作為實現(xiàn)當(dāng)前高超聲速機體結(jié)構(gòu)的近期解決方案。但從遠(yuǎn)期來看，我們還需要開展更多自然科學(xué)研究工作，來找出更適合的材料。大學(xué)和研究實驗室正在開展相關(guān)基礎(chǔ)研究，希望能夠采用計算材料學(xué)和元素周期律等方法理論來實現(xiàn)某種更加適合高超聲速飛行的新型材料。”

工業(yè)能力就緒度問題

建立一套能夠支撐研制生產(chǎn)計劃的工業(yè)基礎(chǔ)能力是最末端且更加緊迫的一項挑戰(zhàn)。今年上半年，美國防部采辦系統(tǒng)的領(lǐng)導(dǎo)層組建成立了一個國防部層面的“指揮部”，評估工業(yè)供應(yīng)鏈存在的強弱項。

航空噴氣-洛克達(dá)因公司防務(wù)板塊高級副總裁泰勒·埃文斯（Tyler Evans）表示，“X-51A是一架推進(jìn)技術(shù)飛行驗證機，已證明了我們掌握了超聲速燃燒的科學(xué)機理。如今10年過去了，我們應(yīng)聚焦于使超燃沖壓發(fā)動機可實戰(zhàn)使用、可重復(fù)使用和經(jīng)濟上可承受。”洛克達(dá)因采購了一家專攻增材制造技術(shù)的公司，以便能夠降低其固體火箭、液體火箭以及超燃沖壓發(fā)動機的生產(chǎn)成本。“我們已經(jīng)把增材制造技術(shù)深度融入到了設(shè)計工作中。”