廖孟豪

編者按：美國《航空周刊》長期跟蹤高超聲速領域的資深編輯蓋伊·諾里斯2020年6月16日發(fā)表長文，通過與美國高超聲速領域軍地高級官員和資深專家的訪談和摘錄，從若干方面詳細論述了從小尺寸、一次性的高超聲速導彈到大尺寸、可重復使用的高超聲速飛行平臺（含飛機和兩級入軌飛行器等）所面臨的巨大技術跨度和關鍵問題，包括推進、機體/推進一體化、尺寸、材料、涂層和工業(yè)基礎能力等6個方面。雖然實際問題遠不止這6個方面，但就這6個方面的問題來說，文章論述的觀點具有很好的參考價值。特別是相關領域專家的論述，總結了他們多年在高超聲速領域科研實踐得出的寶貴經(jīng)驗。觀點明確，通俗易懂，且含有大量經(jīng)驗數(shù)據(jù)。因此，特編譯此文，供參考借鑒。

美國正在開展高超聲速助推滑翔導彈和巡航導彈研發(fā)，預計未來幾年內(nèi)就可以投入戰(zhàn)場。但圍繞尺寸更大的定位于打擊和偵察、高速民用和軍用運輸，甚至多級入軌等任務的高超聲速飛行平臺（編者注：如高超聲速飛機和兩級入軌飛行器等），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使用的高超聲速飛機，這中間還要做大量的（科研）工作，如發(fā)動機與機體的一體化，特別是推進系統(tǒng)的模態(tài)轉換問題。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的推進系統(tǒng)，我們正在開展這項研究（編者注：美國國防高級研究計劃局即將在2021年完成一型馬赫數(shù)0～5+的全尺寸渦輪基沖壓組合發(fā)動機地面集成驗證）。但問題是，這應該是一臺組合發(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，但各種有競爭力的推進概念仍在不斷涌現(xiàn)。因此，超燃沖壓發(fā)動機還是（編者注：唯一）正確的答案嗎？劉易斯表示，“我個人認為不一定。我們應該盡量放開思想，認真思考是否還有其他的高速推進選項。我不想現(xiàn)在就收斂我們的技術路線?！?/p>

推進系統(tǒng)的潛在可選方案

除了渦輪基沖壓組合發(fā)動機以外（編者注：即TBCC，目前是美國軍民用高超聲速飛機動力系統(tǒng)的主流技術路線，也是美國航空航天局開展兩級入軌飛行器第一級動力研究的主要技術路線），目前正在研究的多類推進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，包括日本宇航研發(fā)機構（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深度預冷空氣渦輪火箭發(fā)動機、綜合了深度預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。劉易斯認為，“液態(tài)空氣循環(huán)發(fā)動機和深度預冷循環(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?！?/p>

機體/推進一體化

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。碳氫燃料超燃沖壓發(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，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；下邊界一般受結構強度限制，限定在2000磅力/平方英尺，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：設計條件隨著馬赫數(shù)變化帶來的氣動特性變化而更加復雜；優(yōu)化機翼面積以適應多種飛行模態(tài)；高載油系數(shù)的飛行器布局設計；以及設計恰當?shù)倪M氣道和尾噴管尺寸，這兩個部件的最優(yōu)外形設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，“我們知道怎么設計一個好的進氣道，但不知道什么是最好的進氣道設計。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+至關重要。研究人員發(fā)現(xiàn)，進氣流量與發(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家鮑卡特表示，“設計進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（通常以捕獲面積計算）和收縮比要求（實現(xiàn)高壓比和來流穩(wěn)定性），還要確保進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?！眲⒁姿挂舱J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。我們在設計導彈的時候，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?！?/p>

機體與推進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，這使得問題進一步復雜化。劉易斯認為，通過多學科優(yōu)化等方法實現(xiàn)高度一體化的飛行器架構“絕對是一個關鍵技術問題。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?！?/p>

Hexafly-INT項目對高超聲速飛行器激波與流動干擾進行更高精度的預測（歐洲航天局圖片）

尺寸與流動問題

尺寸放大會帶來諸多問題。美國約翰·霍普金斯大學應用物理實驗室防空反導部門負責人大衛(wèi)·萬·懷爾表示，“隨著飛行器尺寸增加，其他問題又會耦合進來，比如結構彎曲與屈伸。飛行器都不可能是剛體。飛行載荷將深入影響到發(fā)動機乃至推進系統(tǒng)。而尺寸越大，這種耦合影響就越顯著和復雜?！背叽缧×艘矔袉栴}。雖然剛度變好了，但又會面臨容量和熱管理等難題。懷爾表示，“NASA很早以前就研究指出，越細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。這里面需要各方權衡?！蓖庑纬叽缧枰紤]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行熱防護或熱管理的面積（導致重量和成本增加）。邊界層精確預測和邊界層轉捩推遲就變得非常重要?！?/p>

劉易斯認為，“我們現(xiàn)在還無法精確預測高超聲速邊界層轉捩，我們只能大概地進行預測，并不斷提高預測精度?！眲⒁姿棺鳛閷W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，那它永遠沒法飛行?！拔疫^去的經(jīng)驗告訴我，如果我們的飛行器設計得這么敏感，那它肯定沒法飛行，我們必須要設計出足夠魯棒的氣動布局。這是一件很難的事情?！睉褷柾膺@個觀點，“不斷提高我們的飛行器設計能力，使它在空中飛行時具有足夠的操縱魯棒性，是當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?！?/p>

當速度達到馬赫數(shù)6及以上時，飛行器前緣的溫度可以達到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。懷爾認為，“前緣越尖銳，溫度就越高。問題是你想設計成多尖銳，這本質(zhì)上可轉換成前緣結構材料能夠耐受多高的溫度。這對于可重復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。這個領域還有很大的提升空間?！憋w行器尺寸變化也會對熱環(huán)境產(chǎn)生影響。劉易斯解釋認為，“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行等比例縮小，它的前緣一定會變得更加尖銳（前緣半徑減?。@就導致溫度更高。因此，我必須增加前緣半徑使它變得更鈍，而這又反過來增加了氣動阻力，從而進一步影響氣動性能。這樣的情況遇到多了以后，我們意識到必須對尺寸的問題高度謹慎。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后仍然能夠滿足要求?！碑旓w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導航與控制產(chǎn)生影響。

洛克希德·馬丁導彈與火控公司技術負責人大衛(wèi)·亨恩認為，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?！拔也坏貌换诓牧舷拗苼碚{(diào)整我的飛行軌跡和性能設計。我們過去在這個領域探索得比較少。這里面又涉及到主動冷卻結構、采用各種主被動熱防護的防隔熱結構等。但總體上來說，輻射冷卻/熱結構是一種更好的方式。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?！?/p>

涂層問題

金屬材料一般很難承受較高的熱流和溫度，目前一般都會采用碳纖維和碳基復合材料以及陶瓷基復合材料。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、碳化鉭、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)當前高超聲速機體結構的近期解決方案。但從遠期來看，我們還需要開展更多自然科學研究工作，來找出更適合的材料。大學和研究實驗室正在開展相關基礎研究，希望能夠采用計算材料學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。”

邊界層轉捩后形成的湍流將顯著加劇氣動加熱，圖為熱流密度分布云圖（桑迪亞國家實驗室圖片）

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)基礎能力是最末端且更加緊迫的一項挑戰(zhàn)。2020年上半年，美國國防部采辦系統(tǒng)的領導層組建成立了一個國防部層面的“指揮部”，評估工業(yè)供應鏈存在的強弱項。航空噴氣·洛克達因公司防務板塊高級副總裁泰勒·埃文斯表示，“X-51A是一架推進技術飛行驗證機，已證明了我們掌握了超聲速燃燒的科學機理。如今10年過去了，我們應聚焦于使超燃沖壓發(fā)動機可實戰(zhàn)使用、可重復使用和經(jīng)濟上可承受?！甭蹇诉_因采購了一家專攻增材制造技術的公司，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)把增材制造技術深度融入到了設計工作中?！?/p>