提要：美国吸气式高超声速技术发展处于世界领先地位，已经初步验证了超燃冲压发动机点火及稳定工作能力、高超声速飞行器一体化设计技术、耐热材料的性能及主动防护技术，但仍需进一步验证超燃冲压发动机宽马赫数工作能力，需进一步验证超燃冲压发动机的远航程能力，需进一步验证制导和控制技术，预计高超声速巡航导弹、高超声速飞机和完全可重复使用空天飞行器的关键技术将分别于2017年、2030年和2040年成熟。
2013年5月，美国X-51A超燃冲压发动机验证飞行器第四次飞行试验取得成功，超燃冲压发动机工作时间达到3.5分钟，将飞行器的速度由马赫数4.8加速到马赫数5.1，成功演示了采用吸热燃料的超燃冲压发动机在飞行状态下工作的可行性，标志着吸气式高超声速技术取得重大进展。此次飞行试验的成功必将推动美国吸气式高超声速技术发展，加快高超声速导弹的实用化步伐。
一、美国已初步验证吸气式高超声速飞行器关键技术
吸气式高超声速飞行器是指飞行速度大于5倍声速（马赫数5），以超燃冲压发动机及其组合式发动机为动力，在大气层和跨大气层中实现高速远程飞行的飞行器。其关键技术包括总体设计技术、高超声速推进技术、气动力/气动热技术、结构与热防护技术等。
从20世纪50年代提出高超声速飞行概念开始，美国吸气式高超声速飞行器技术研究经历了多次起伏，由于需求、技术和资金等因素的制约，早期的研究计划几乎全都夭折。但通过这些计划，美国对高超声速飞行的原理、技术作了较全面的探索和研究，为后续发展奠定了重要基础。20世纪90年代后期以来，美国按照分阶段、有限目标、多方案并行的工作思路，成功进行了马赫数10的飞行试验，重点开展了验证双模态超燃冲压发动机技术的X-51A、验证双燃烧室超燃冲压发动机技术的HyFly等飞行器飞行试验。吸气式高超声速技术从概念和原理探索阶段，进入到具有一定工程背景的演示验证阶段，部分关键技术取得重大突破。
（一）验证了超燃冲压发动机点火及稳定工作能力
超燃冲压发动机技术是高超声速飞行器技术的核心技术。在超声速气流中实现点火并稳定燃烧技术难度极大，有人形容其相当于“在十二级台风中点燃一根火柴”。除X-51A第一次、第四次飞行试验，2012年9月，美澳合作的“高超声速国际飞行研究和试验”计划（HIFiRE-3）成功进行飞行试验，高度为20.5～32千米，飞行器成功加速到马赫数8。这些飞行试验，多次验证了超燃冲压发动机的启动/点火、稳定燃烧以及加速能力。
（二）验证了高超声速飞行器一体化设计技术
通过一体化设计使飞行器和推进器相互作用，获得尽可能高的气动性能、推进性能、稳定性和控制特性。飞行器机体和推进系统的一体化设计是关系整个飞行器性能的关键。推进系统在高超声速飞行器中的合理布局可以减小飞行器阻力，使飞行器获得较高的升阻比；同时，飞行器外形、发动机在飞行器中的布局，也影响到发动机的性能和结构。高超声速飞行器的工作马赫数越高、范围越宽，这个问题越突出。X-51A 飞行器采用了乘波体外形设计，前段为近似楔形头部，可以形成按一定角度分布的激波系，使激波系产生的压力直接作用在机体下方，从而为飞行器提供升力。同时，头部形成的激波系还能起到压缩空气的作用，有助于X-51A 发动机的燃烧。飞行试验表明，X-51A 飞行器产生了足够升力。
（三）验证了耐热材料的性能及主动防护技术
高超声速飞行中飞行器和发动机要承受极高温度的考验。在马赫数为4、6、8时，来流空气滞止温度大约分别为860K、1640K和2580K，发动机内燃烧后的气体温度将可能分别达到2500K、2700K、3100K。因此，热防护技术是关键技术之一。X-51A验证了主被动热防护技术。在被动热防护方面，X-51A飞行器主要采用瓷瓦和泡沫材料。瓷瓦采用与航天飞机机腹类似的可重复使用隔热瓦。发动机飞行器上表面由柔性可重复使用表面隔热材料防护，其上覆盖厚度不一的轻质烧蚀层泡沫材料。在主动热防护方面，X-51A地面试验发动机SJX61-2发动机采用主动冷却技术，燃油在燃烧前先冷却壁面，通过闭环燃油系统有效实现热交换平衡，解决发动机冷却问题。
二、高超声速技术实用化面临的挑战
目前来看，吸气式高超声速飞行器部分关键技术得到验证，但要研制出实用化的高超声速飞行器，仍需进一步验证超燃冲压发动机宽马赫数工作能力、远航程能力，以及制导与控制技术等。
（一）需进一步验证超燃冲压发动机宽马赫数工作能力
对于采用冲压发动机推进的高超声速飞行器而言，传统的亚燃冲压发动机以及超燃冲压发动机工作马赫数范围有限，需要一台既能够在低飞行马赫数（3～5）下实现传统冲压发动机亚燃模态工作，又能够由亚燃工况平稳过渡到超燃工况，实现超声速燃烧热力循环的发动机。要实现这一技术，需将超燃冲压发动机飞行马赫数的工作下限降低到3，扩大超燃冲压发动机的工作范围。直至目前，美军已经进行的相关试验仍未验证超燃烧冲压发动机宽马赫数工作能力。X-51A主要验证了超燃冲压发动机技术。从X-51A第四次飞行试验的过程看，助推器将X-51A加速到马赫数4.8，超燃冲压发动机在马赫数4.8左右点火，加速到马赫数5.1，很可能并未验证发动机从亚燃模态向超燃模态的转换，而是直接进入超燃模态。从X-51A几次试验数据看，X-51A发动机的地面试验为马赫数4.6和马赫数5的点火试验，并未进行模态转换试验。
（二）需进一步验证超燃冲压发动机的远航程能力
X-51A验证的超燃冲压发动机是小型弹用发动机，其第四次飞行试验的飞行距离约为360千米，远未达到美军高超声速巡航导弹相关发展计划对射程的要求。美军规划的“拒止环境下快速识别和打击目标”（RIPTIDE）导弹计划射程将超过1852千米，“高速打击武器”（HSSW）射程至少为805千米。提高射程将对燃料携带和结构、材料提出更高要求，燃油流动速度也必须在不同马赫数下不断调整，才能确保足够冷却、获得足够热量，从而产生最大推力。
转载请注明：北纬40° » 美国吸气式高超声速技术发展分析
