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2014年1月中旬，美国媒体接连宣称中国进行临近空间高超声速飞行器飞行试验。这则消息在世界上立刻掀起轩然大波，一时间全世界的目光都聚焦在山西五寨这个名不见经传的小城。国内媒体也根据国外的报道进行各种猜测，仿佛一时间我国临近空间高超声速飞行器技术已经成熟到可以“信手拈来”突破美国空天防御体系的程度。事实上，虽然连续两次成功试验推动了中国临近空间高超声速飞行器的发展，但这种全新的技术仍有极高的技术难度，尚需大量的探索和实践才能真正成熟起来成为新一代战略武器平台。下面，笔者针对临近空间高超声速飞行器的技术特点，对其核心关键技术进行介绍，并结合有限的试验相关信息对其取得的技术进展进行猜测。

前景无限的“打水漂”

大家都玩过“打水漂”的把戏——找一块扁平的石子，俯身贴近水面用力把石头擦着水面扔出去，就可以看到石子飞行一段距离后接触水面，然后在水面的反力作用下斜斜地跳起来进入空中，滑行一段距离再次接触水面，再跳起……留下一个个美丽的涟漪。在临近空间高超声速飞行中，比较常见的技术就是这种类似“打水漂”的轻身功夫——弹道一滑翔式机动飞行。用大型助推器把再入体飞行器送到大约100千米高度的临近空间并赋予其数千米/秒的初始速度，然后再入体飞行器与助推器分离，进入弹道再入阶段，随着飞行高度的降低，大气密度逐渐增加，再入体飞行器利用迅速增大的气动升力完成径向减速一再次跃起的机动转弯，重新回到进入稀薄大气，继续下一轮弹道飞行。这样往复循环在大气层和外层空间之间“打水漂”，有时还需要启动再入体飞行器自身的动力系统以补充机动飞行消耗的动能，就可以使飞行器的主要弹道位于空气比较稀薄的临近空间，既降低了燃料消耗，增加了射程，又减小了全程的气动加热总量，改善了气动加热环境，可谓一举多得。同时，这种低伸而又曲折多变的弹道，极大地增加了对方探测和拦截的难度，有利于提高武器的突防性能。

阻碍高超声速飞行的“四座大山”

临近空间高超声速飞行器技术是一个复杂的技术体系，但归根结底是要突破四大关键技术：临近空间高超音速气动力设计与试验技术、大热流-长时间气动热防护技术、结构动力一体化高超声速推进技术和临近空间高超声速飞行控制技术。这四大技术横亘在人类征服临近空间高超声速飞行的征途上，可谓“四座大山”。

临近空间高超声速气动力设计与试验技术是阻碍人类进入临近空间高超声速飞行的首道难关。临近空间是指是指距地面20～100公里的空域，这一高度的大气密度随高度增加而呈指数降低，20千米高度时，大气密度约为海平面的7%，到100千米高空时，大气基本消失，声音已几乎无法传播。稀薄空气的流动特性与我们传统中接触的底层稠密空气有较大不同，在这种大气环境下进行高超声速飞行（超过5倍声速即为高超声速）需要一系列气动力计算和实验模拟条件作为支撑。最典型的如高超声速稀薄气流模拟，根据美国的经验，要模拟马赫数12的气流就需要总压2×108Pa、总温6000K的气源，这是一般国家难以企及的巨大试验设备。同时。模拟稀薄大气的复杂流动需要很强的计算机仿真能力，如中国空气动力研究中心就配备了高达300万亿次/秒的超级计算机。即使以这些“神器”级别的技术手段为背景，还是无法准确模拟高空高速气动特性，仍需要进行大量实际飞行试验并付出重大代价——美国HTV计划、X-51计划、Hyfly计划等高空高速飞行器计划的反复失败就是其技术难度的最好说明。

传统的弹道式导弹都采用轴对称锥形体气动外形，这种简洁的气动外形具有内部容腔大、气动稳定性好、烧蚀特性好等众多优势，但其没有足够的升力特性以提供在大气层内拉起转弯所需的机动性，也没有足够高的升阻比以确保明显的滑翔增程距离。目前国际上比较通行的临近空间高超声速飞行器如X-43、X-51都选择了面对称的“乘波体”气动外形，这种非轴对称外形具有升阻比大、机动能力强的优势，但其内部容积有限，同时气动特性非常复杂，升力特性、阻力特性、控制特性等都会随着速度，攻角等参数的不同而发生高度非线性的变化。要想采用这种先进的“乘波体”气动外形，就需要首先在地面完成相关的气动力分析计算和数以千计的高速风洞试验，以摸清不同高度、攻角、马赫数、侧滑角、滚转角、舵偏角组合后的各种条件下的气动特性。只有充分掌握这些数据，才能为飞行器控制系统的设计提供依据。在中国空气动力研究中心建有试验段直径1米的高超声速风洞，于1997年建成，2002年至2012年两次配套建设，建成马赫数4～8和马赫数9～10两支路。主要用于航天飞行器气动力/热、气动布局、级间分离特性、喷流控制，以及发动机进气道特性研究。

长时间气动热防护技术是有待攻克的第二道难关。传统弹道导弹采用椭圆弹道，轨道远地点约1200公里，基本沿最短路径出入大气层，全程飞行的绝大部分弹道都位于没有气动加热的外太空，因此其气动加热主要出现在再入大气层以后的约20秒内，呈现一种短时间一超高加热量的状态。这种气动加热特点使其防热结构只需要“坚持20秒”，可以采用烧蚀材料、热沉材料等短时间内防热效果极佳的热防护材料，使整体热防护设计方案大幅度简化。而临近空间高超声速飞行却呈现一种“烤火”的状态——由于平均飞行速度较低、且飞行高度在稠密大气以外，飞行器的瞬时加热量没有再入弹头那么大；但其飞行时间长达数百秒，是再入弹头的几十倍，导致其热防护必须能抵抗长时间气动加热的影响而不出现严重烧蚀、破坏气动外形等致命损伤。相对于传统弹道导弹再入弹头的简单气动外形而言，临近空间高超声速飞行器大多需要较大的气动力翼面或舵面并维持较大的攻角和舵偏角机动飞行，这些弹翼舵翼的前缘、舵轴等部位的防热问题非常突出，国内某些项目也发生过因为舵面烧蚀或舵轴烧蚀导致飞行器解体的严重事故。同时，传统弹道导弹再入弹头一般采用自旋稳定无需制导（其核战斗部威力足以弥补无控飞行带来的命中点散布），因此其大面积防热材料可以采用烧蚀后导电的高硅氧—酚醛材料，而临近空间高超声速飞行器存在一个长时间飞行带来的卫星导航和通信需求，需要复杂的多层陶瓷复合材料天线窗口。另外，临近空间高超声速飞行器一般需要维持一定攻角才能有足够大的升力进行跳跃，而长时间大攻角飞行带来的高量值气动加热会导致传统的烧蚀材料弹头在迎风面发生较大的烧蚀推移，使飞行器的气动外形局部发生较大变化，严重影响气动力特性，因此临近空间高超声速飞行器必须使用陶瓷基复合材料防热瓦等更先进的防热结构材料。目前这种陶瓷防热瓦的价格大约在每平方米20万美元的水平，一架小型临近空间高超声速飞行器仅防热瓦就价值数千万人民币。

在防热材料设计和防热结构地面考核试验方面，临近空间高超声速飞行器也有自身的特殊需求。首先，防热设计是一种更依赖工程试验而不是理论分析的工作——防热材料本身属于复合材料，其性能受到材料基体、增强相、制备工艺、装配工艺等诸多因素的影响，具有较火的分散性，难以通过理论分析得到精确结果，更多依赖反复试验摸索和总结。同时，气动加热烧蚀过程也是高度随机的一个复杂耦合过程。受到高空大气环境、弹道设计、控制方案、扰动等诸多因素的影响，也很少能够通过理论分析和数值模拟来完全解决气动热计算问题。因此需要一系列复杂的地面设备以验证防热设计的合理性。材料层面的试验一般采用石英灯模拟热流加热等手段进行基础试验，随后采用电弧加热器、高频等离子体风洞等进行较大结构的烧蚀试验。但最终仍会选择较大的设计余量，确保防热设计是一个“偏保守”的设计，才能应对各种复杂的随机状态，确保热防护不出问题。2011年8月美国HTV-2的失败就是因为热防护结构在高速飞行中烧蚀破坏，导致飞行器外壳损坏，快速形成的损伤区在飞行器周围产生了的强大冲击波，导致飞行器的解体。

结构一动力一体化高超声速推进技术是挡在探索临近空间高超声速飞行征途上的第三道难关。目前能够满足在10马赫速度下正常使用的推进系统不外乎火箭发动机和冲压发动机两类。传统的火箭发动机由于不需要外界氧化剂而自然具备高空高速工作的能力，但其推进剂重量的60%以上均为氧化剂（最常见的丁羟四组元固体推进剂HTPB中，氧化剂高氯酸铵占总重量的68%），导致其发动机比冲较低，很难超过600秒。而冲压发动机由于可以从大气层中吸取氧气作为氧化剂吸取氮气作为工质，大大提高了携带推进剂的效率，使其最大比冲可以达到约4000秒，提高超过6倍。按照目前的技术水平，使用冲压发动机的飞行器其有效载荷质量系数（即飞行器运载的有效载荷与发射时的初始质量之比，用于衡量飞行器的质量效率）比使用火箭发动机的飞行器高约一个数量级。由于比冲较低，依靠传统的火箭发动机难以提供远距离滑翔飞行所需的持续动力，必须突破冲压发动机的技术难关才能满足长航程的动力需求。

在诱人的比冲背后，是冲压发动机的研制的巨大困难。冲压发动机根据燃烧室内流动速度是否超过音速，可以分为亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机两类。亚燃冲压发动机适用于飞行速度低于6马赫的状态，而超燃冲压发动机适用于飞行速度6～15马赫，是高超声速吸气式发动机的首选方案。但是，冲压发动机在地面无法启动，必须依靠推进器送至一定高度和一定速度才能启动，因此其进行试验非常困难。同时，高超声速条件下，一体化前体一进气道/燃烧室/后体一尾喷口气动效率设计、发动机燃烧室内部的燃烧稳定性设计、发动机防热设计等都是难以攻克的难题。我国著名冲压发动机专家刘兴洲院士曾在1998年倡议召开了全国范围的冲压发动机技术研讨会，会上形成了一份专家建议书，详细阐述了研制高超声速发动机及高超声速飞行器的战略意义。这份建议书受到有关领导的高度重视，并组织多方面专家对这份建议书进行了技术论证，从此高性能发动机的研制进入了实质阶段。国内在中国空气动力研究中心配套兴建了试验段直径600毫米的高温高超音速风洞、脉冲燃烧风洞以及试验段直径2400毫米的大型脉冲燃烧风洞，用于超燃冲压发动机冷、热态推阻特性试验研究、带动力一体化飞行器冷、热态推阻特性试验研究、前体/进气道相关试验研究、超燃发动机前体/进气道边界层转捩试验研究、超燃冲压发动机及带动力一体化飞行器其它相关的试验研究。中科院力学所高温气体动力学国家重点实验室也兴建了国际领先水平的JF12风洞，该项目于2008年1月启动，是财政部和中科院共同支持的8个重大科研装备研制项目之一。2012年5月，JF12风洞进行验收。专家委员会一致认为，该项目面向国家重大科技项目和学科基础研究需求，利用中科院力学所独创的反向爆轰驱动方法及一系列激波风洞创新技术，研制成功了国际首座可复现25～40千米高空、马赫数5～9飞行条件、喷管出口直径2.5米/1.5米、试验气体为洁净空气、试验时间超过100毫秒的超大型高超声速激波风洞，整体性能处于国际领先水平。该风洞具有高超声速飞行器试验的地面复现能力，为我国重大工程项目的关键技术突破和高温气体动力学基础研究提供了不可替代的试验手段。

美军通过HyperX计划、X-51项目等持续进行着超燃冲压发动机的研究，并于2010年5月，进行X-51A首次高超声速飞行，飞行速度达到5马赫，超燃冲压发动机运行约200秒，远远超过2004年11月X-43A高超声速飞行器运行时间12秒的纪录，标志着实用化的超燃冲压发动机首次完成高超声速飞行。

临近空间高超声速飞行控制技术也是有待突破的重大技术难题。如美国HTV-2A飞行器最初计划1363秒内进行全程5889千米距离的飞行，平均速度4.32千米/秒，末端速度在4马赫左右。高超声速下要求更快的反应控制，更困难的是人类对高超声速下的空气动力学知之甚少，地面风洞无法有效模拟20马赫高超声速的环境，因此其气动控制技术极具挑战性。

管窥中国“HTV2”进展

从日前各大媒体公开的中国进行临近空间高超声速飞行器飞行试验的细节来看，此次试验最大速度小于“HTV2”的20马赫，滑翔飞行距离也小于“HTV2”的5889千米，因此技术难度略低于“HTV2”的水平。但是最重要的亮点在于——我们的飞行试验完整结束，拿到了全部数据，实现了预定试验目的，而美国“HTV2”的两次试验均失败了。从探索临近空间高超声速飞行器发展道路的角度来看，可以说我们稳扎稳打，在世界上首次实现了全程成功飞行，具备了国际先进水平。

但是，目前飞行成功的国产临近空间高超声速飞行器并没有动力系统，与美国下一阶段的HTV3飞行器还有较大差距，未来还需要探索通过加入超燃冲压发动机系统以进行更高速度、更远距离的临近空间高超声速飞行。