在超音速下燃燒

戴河

為了真正實現(xiàn)高超音速飛行器，必須研制出能在這種條件下工作的先進動力系統(tǒng)，這就是革命性的超音速燃燒沖壓發(fā)動機技術(shù)。在這個方面，美國顯然走在了前面。

沖壓發(fā)動機

說起高超音速技術(shù)，必提超燃沖壓發(fā)動機已經(jīng)是常態(tài)。這種發(fā)動機要求燃燒室內(nèi)的燃料在超音速氣流中保持燃燒，被形容為“在狂風中點燃一根蠟燭”。作為超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)的基礎(chǔ)，美國使用渦輪噴氣和亞音速燃燒的傳統(tǒng)沖壓發(fā)動機也接近了高超音速的門檻。

美國通過武器創(chuàng)新研究、RIM-8“黃銅騎士”等項目掌握了沖壓發(fā)動機技術(shù)，美國空軍又在1976年開始研制先進戰(zhàn)略空射導彈。

這是一種使用沖壓發(fā)動機的中程戰(zhàn)略導彈，計劃用于替換AGM-69 SRAM導彈。它的射程480千米，設(shè)計速度超過馬赫數(shù)4.5，使用W69核彈頭。1979年導彈開始進行試飛，7次試飛中曾有一次在12000米高空達到馬赫數(shù)5.5的高速，跨過了高超音速的門檻。但由于美國國防預算的削減，以及AGM-86亞音速巡航導彈的成功，該項目最終于1980年取消。

但該技術(shù)顯示了傳統(tǒng)亞燃沖壓發(fā)動機的高超音速飛行潛力。雖然理論上亞燃沖壓發(fā)動機在高超音速飛行時需要將氣流減速到亞音速進行燃燒，會帶來更苛刻的高溫、高壓和氣動問題，但比之一直突破不大的超燃沖壓發(fā)動機，仍不是為一個臨時的過渡方案。20世紀90年代后美軍提出多個亞燃沖壓甚至渦輪噴氣發(fā)動機的高速導彈方案，正是這種思路發(fā)展的結(jié)果。

X- 15試驗機上的試驗

從理論上說，使用超燃沖壓發(fā)動機的高超音速飛行器顯然比助推-滑翔方式的高超音速飛行器具有更充沛的能量和更強大的機動能力，更高的平均速度也帶來壓縮了飛行時間。美國在超燃沖壓發(fā)動機領(lǐng)域投入了相當大的精力，試圖用先進吸氣式發(fā)動機作為高超音速機動飛行器甚至是單級入軌航天器的推進系統(tǒng)。

X-15試驗機是美國著名的試驗機，也是航空飛行速度記錄的長期保持者。它采用火箭發(fā)動機為動力，但也曾用于開展超燃沖壓發(fā)動機研究。超燃沖壓發(fā)動機最大的難點在于超音速氣流中的點火和穩(wěn)定燃燒。X-15-A2飛機就攜帶了一個超燃沖壓發(fā)動機模型，主要用于檢驗地面超音速風洞的模擬結(jié)果是否可靠。X-15-A2進行了22次試飛，最后一次飛行中超燃沖壓發(fā)動機帶起的激波導致異常密度的熱流，1480攝氏度的高溫燒壞了腹鰭，導致X-15-A2再也沒能重上藍天。

美國海軍和約翰·霍普金斯大學應用物理實驗室在1962年到1978年間還進行了名為超燃沖壓導彈（SCRAM）的秘密研究項目。SCRAM項目中研究人員使用MK12和MK10發(fā)射系統(tǒng)發(fā)射固體火箭助推的超燃沖壓發(fā)動機，先后試驗了超燃沖壓發(fā)動機在不同高度和馬赫數(shù)4、馬赫數(shù)5.3、馬赫數(shù)7.8和馬赫數(shù)10等多個速度下的飛行情況。試驗顯示，添加戊硼烷的甲基環(huán)戊二烯燃料的燃燒效率只略高于20%，而純戊硼烷燃料在馬赫數(shù)7時有可能產(chǎn)生凈推力。盡管應用物理實驗室的工程師們做了很多努力，但在70年代末、80年代初超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)距離產(chǎn)生凈推力和加速度仍然遙遙無期，更不要說實際服役使用了。

國家空天飛機計劃及X- 30試驗機

進入20世紀80年代，美國總統(tǒng)里根提出了國家空天飛機（NASP）計劃，1985年項目正式立項。這是一種水平起降、使用超燃沖壓發(fā)動機推進的先進單級入軌航空航天器，堪稱美國高超音速飛行器的集大成者。

美國航空航天局準備為這個項目研制兩架X-30飛行器。X-30使用液氫燃料，機場跑道上啟動加速到一定速度后，作為主發(fā)動機的亞燃/超燃雙模沖壓發(fā)動機開始工作，達到高超音速后最終進入軌道。

在研制的近十年時間里，美國在高超音速飛行器的總體要求、設(shè)計方法和工具、氣動、材料和結(jié)構(gòu)設(shè)計等多個方面取得了巨大的進步。但項目實際開始后，研究人員發(fā)現(xiàn)低估了先進多模發(fā)動機的難度，超燃沖壓發(fā)動機可能只能推動X-30加速到馬赫數(shù) 17左右，達不到入軌所需的第一宇宙速度。同時還面臨從機體超重到熱防護系統(tǒng)不過關(guān)等一系列技術(shù)難題。遺憾的是，它的單級入軌目標的難度太大，最終設(shè)計也沒有實現(xiàn)入軌能力。冷戰(zhàn)結(jié)束后美國國防預算削減，由于NASP的技術(shù)難度實在太大，尤其是項目超支嚴重，這個項目在1994年被取消。

盡管如此，它的液氫燃料超燃沖壓發(fā)動機已經(jīng)進行了風洞模擬飛行，后來用于X-43A試驗機，成功進行了高超音速飛行試驗。

“獵鷹”組合循環(huán)發(fā)動機技術(shù)

“獵鷹”計劃最早是“從美洲大陸實施兵力運用與投送”的縮寫，源自美國NASA的Hypersoar和美國空軍的X-41通用氣動飛行器項目的聯(lián)合。

1998年提出的Hypersoar是一個高超音速乘波體設(shè)計方案，使用火箭基組合循環(huán)發(fā)動機，它從機場跑道起飛并由發(fā)動機加速到馬赫數(shù)10和約40千米高度后關(guān)機滑行到60千米高度，滑翔回落后在約40千米高度再次啟動發(fā)動機進行爬升，如此周而反復、打水漂式的高超音速跳躍不僅速度快，而且節(jié)省了燃料，同時降低了高超音速飛行的氣動加熱。

隨著冷戰(zhàn)的結(jié)束這些項目也都無疾而終。

最早“獵鷹”飛行器遠期目標是要研制有動力的可重復使用高超音速巡航飛行器，由水平起降速度超過馬赫數(shù)10的高超音速巡航飛行器投放通用氣動飛行器，對敵方目標進行打擊，它代表了美軍對快速精確的全球打擊能力的熱切追求。2004年由于美國國會的反對，“獵鷹”計劃從一個武器項目轉(zhuǎn)變?yōu)橐粋€高超音速驗證項目，原來的高超音速武器系統(tǒng)改名為高超音速技術(shù)飛行器，通用氣動飛行器和增強型通用氣動飛行器分別改名為HTV-1和HTV-2，而HCV改名為HTV-3。

HTV-1是一種一次性的高超音速飛行器，升阻比超過2，原計劃要以馬赫數(shù)10的速度進行約800秒的高超音速飛行，但由于前緣曲率太高加熱嚴重，外加碳-碳復合材料制造工藝存在應力氣穴的問題。美國國防高級研究計劃局決定同意洛克希德-馬丁公司放棄HTV-1的制造和試驗，直接轉(zhuǎn)向HTV-2飛行器。HTV-2吸取了經(jīng)驗教訓，前緣使用了低曲率的多片式設(shè)計，易于制造也降低了熱防護的設(shè)計難度，此外HTV-2設(shè)計的高超音速升阻比還提高到3.5以上，保證了更大的滑翔距離。HTV-2按計劃將進行了兩次飛行試驗，它使用“米諾陶”4火箭從范登堡空軍基地發(fā)射后，將滑翔數(shù)千千米抵達夸賈林環(huán)礁的里根靶場，飛行時間約半個小時，飛行中將進行了大攻角的俯仰和偏航機動，實現(xiàn)上千千米的橫向機動。

2010年4月22日HTV-2進行首次試驗，設(shè)計航程5890千米，但HTV-2飛行器以馬赫數(shù)22再入大氣層，但再入139秒后飛行器失去聯(lián)系，事后的初步調(diào)查認為出現(xiàn)飛行器的偏航超出預期，而自動飛行控制系統(tǒng)無力對此修正，導致飛行器翻滾失控自毀。美國國防高級研究計劃局稱，沒有必要對飛行器硬件或軟件進行重大改進，他們準備在第二次試驗中調(diào)整重心、減小攻角并加強控制襟翼，并利用反作用控制系統(tǒng)增大阻力。2011年8月11日美國進行了HTV-2的第二次試驗，但原計劃馬赫數(shù)20以上再入、總飛行時間長達30分鐘的試驗飛行再次在約9分鐘時失去聯(lián)系。有些分析根據(jù)飛行器外殼大部損毀推測，第二次飛行失利可能是飛行器過熱導致外殼燒蝕損壞，形成了意料之外的強大激波，導致飛行器失控墜落。

HTV-2試驗在兩次失敗后偃旗息鼓，美軍沒有進行更多飛行的計劃。

FaCET發(fā)動機是HYV-3X“黑燕”項目的子項目，將進行超燃沖壓發(fā)動機和進氣道匹配、組合循環(huán)發(fā)動機的工作狀態(tài)轉(zhuǎn)換、共用噴管等技術(shù)研究，并驗證三元進氣道的性能。“黑燕”取消后，F(xiàn)aCET改為模態(tài)轉(zhuǎn)換項目（MoTr）的合同，繼續(xù)發(fā)展先進渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機。MoTr項目將驗證從渦輪噴氣到亞燃沖壓再到超燃沖壓馬赫數(shù)0-6范圍的模態(tài)轉(zhuǎn)換，為此它使用速度高達馬赫數(shù)3-4的高速渦噴發(fā)動機。

美國海軍的“高超音速攻擊導彈項目

美國海軍同樣進行了超燃沖壓發(fā)動機的研究，“高超音速攻擊導彈”（HyStrike）項目試圖研制一種速度馬赫數(shù)3.5～7、射程超過1300千米的高超音速導彈。該項目的特點在于它打算使用NASA格林研究中心提出的脈沖爆震發(fā)動機作為推進系統(tǒng)。不過脈沖爆震發(fā)動機還是全新的技術(shù)領(lǐng)域，而僅僅是高超音速的防熱問題就相當令人頭疼。美國海軍曾在文獻中提到，飛行器以馬赫數(shù)4飛行時表面溫度649℃，鈦合金和英科耐爾鎳合金還可以工作，而馬赫數(shù)6時溫度1538℃，馬赫數(shù)8更是高達3093℃，防熱問題非常棘手。人們雖然提出使用主動冷卻或是燒蝕防熱結(jié)構(gòu)，但技術(shù)一直未能突破，HyStrike項目只好下馬。