美国“快速全球打击”计划关键技术分析

周　伟　岳江锋

“常规快速全球打击(CPGS)”计划是美国正在实施的一项战略计划，旨在获得对移动目标、深埋加固目标、时隐时现目标等多种目标的全球快速打击能力，这些目标可能是恐怖分子藏身处、敌国导弹发射架和指挥控制系统等。2009财年，美国国会批准为CPGS计划共计拨款1.476亿美元，其中0.45亿美元用于研发“兵力运用与从本土发射”(FALCON)计划中的高超声速滑翔飞行器(CAV)。美国计划于2014～2020年问获得CPGS系统的初始作战能力，这些备选的CPGS系统包括常规型“三叉戟-2/D5”导弹系统(CTM-1，近期方案；CTM-2，中期方案)、“潜射全球打击导弹”(SLGSM，中远期方案)、“常规打击导弹”(CSM-1，CSM-2)高超声速巡航导弹等。目前，美国正在对CPGS的各种方案进行进一步评估，其中的一项重要内容是评估CPGS所需解决的关键技术问题。由于CPGS的上述方案中不少是基于美国现役的战略弹道导弹研发的，而这些战略导弹系统必须经过改进后才能满足常规快速全球打击所需的能力，因此CPGS的各个方案都必须解决一些共性的关键技术问题，如热保护问题；制导、导航和控制精度问题，弹药和传感器配置问题；推进系统的开发问题以及其他一些问题。

热保护系统技术

常规方法

为了能经受极端的高热环境，现有的高弹道系数再入体的热保护系统(TPS)均使用易烧蚀材料。目前，美国的导弹再入体使用最先进的易烧蚀材料为碳一苯酚，由这种材料制成的热保护罩密度高，烧蚀特性好、热传导性低，且形状稳定。CTM，SLGSM以及CSM的初始型号都将采用基于现有的易烧蚀材料研制的热防护系统。当然这三者间是有所区别的：CTM再入体所实施的内大气层机动弹道飞行时间最短，而CSM-1以及SLGSM再入体进行的是助推一滑翔弹道飞行，此时，其再入体TPS系统暴露在高热环境下的时间更长。由于CTM系统与传统的洲际弹道导弹作战过程相似，因此现有TPS技术应用于这种概念具有较大的把握。相比较而言，现有的TPS技术应用于SLGSM和CSM-1概念则还需要全面评估。这是因为无论SLGSM还是CSM，其再入体末段机动范围都很大，在其高速滑翔飞行时间较长，也意味着再入体在高速，高热环境下暴露的时间更长，而这将引起再入体外形的变化，从而增加TPS性能的不确定性。

在设计武器有效性时，也必须考虑热保护问题。由于其结构的限制，再入弹头的最终碰撞目标的速度应限制在1000米/秒，即弹头必须在最后攻击之前消耗掉足够的动能，而如果弹头还要布撇所配备的子弹药或无人机，那么其最终速度必须更低。对于再入速度达7900米/秒，以美国大陆为基地的全球打击系统来说，如果最终速度限于1000米，秒，其动能消耗必须达到30.6兆焦/千克。而对于射程较近的SLGSM或初始滑翔速度约6000米／秒的前沿配置型陆基助推一滑翔系统，在实现约1000米，秒的撞击速度前需消耗的动能约为17.5兆焦／千克。

先进的热保护系统概念

在CSM－2概念中，洲际滑翔飞行器所配备的TPS系统必须能够保证其在大气层内以高超声速运行长达3000秒的时间。而这种新型TPS系统将采用碳一碳材料，而非碳一苯酚材料。通过采取这种更先进的材料，新型TPS系统将拥有外形更为稳定的鼻锥、适当的飞行烧蚀率以及尽可能小的热传输率。这种TPS的开发面临许多技术挑战，包括能精确预测气动热力负载和烧蚀率的技术、成规模制造大型碳一碳飞行器的技术、用于保护再入飞行器内部部件的绝热技术。为了解决这些技术难题，美国国防高级研究计划局正在实施FALCON计划。根据此计划，两种高超声速试验飞行器(HTV)将在美国范登堡空军基地和夸贾林环礁(即美国陆军的里根试验场)之间进行飞行试验，以演示能够支持长时间高超声速飞行的TPS系统性能，同时也演示制导、导航、控制精度和飞行中通信能力，这些飞行试验将于2009～2010年间进行。

制导，导航、控制精度技术

由于核武器的杀伤半径大，因此弹道导弹达到所需的精度相对较容易，而对于常规战斗部来说，要获得所需的目标毁伤效果，就必须具备更高的打击精度，为此，还必须解决弹道导弹再入体的操纵性问题。由于再入体运动速度极高，其在大气内存在的时间很短，因此对再入体飞行轨迹的控制要求非常高。为初步解决这一问题，同时验证以弹道导弹作为CPGS方案的可行性，2002年月10月，美国利用改进后的“三叉戟-2”导弹再入体——Mk4(“增效型再入体”，E2)进行了飞行试验，并取得了一些研究成果。研究中的CPGS弹道投射系统方案采用了这些早期的研究成果。目前最可行的近期方案是CTM方案，该系统以E2为基础，可通过普通再入弹道来实现精确瞄准控制。另一方面，为确定CPGS中远期备选方案的可行性和军事用途，仍需进一步解决制导、导航和控制问题。

早期研究成果

在2002年10月的试验中，改进型Mk4再入体配备了GPS辅助的惯性导航系统，同时还增配了一个襟翼系统用于姿态控制。在改进之前，在洲际战略弹道导弹再入体的再入过程中，等离子体会导致再入体的GPS接收信号中断。但经过改进后，虽然GPS接收信号也会受到干扰，但由于Mk4所配备的襟翼提供了(滚动，偏航、倾斜)三轴飞行控制功能，在再入体调整姿态后，再人体所载导航系统可提供数米级的导航精度，足以将再入体导向目标。虽然存在较大的导航误差，但是通过增加精确的校正初始化功能以及适应性强的控制算法，GPS/INS集成系统可降低导航误差，从而具有类似GPS的精度。除了襟翼之外，美国对Mk4的改进还包括配备一个用于增程的20°偏移量双鼻锥，提高飞行稳定性和机动性。

GPS／INS导航

为了在所有的任务中能实现预想的作战效能，其打击精度必须控制在几米级的水平。由于影响命中精度的误差源数量众多，如目标定位、制导，导航和控制等各个环节都会产生误差，因此将最终的精度误差降低到上述水平是一个相当大的挑战。下面将讨论导航误差问题，包括位置、速度、加速度、GPS／INS混合导航系统作用下的投射系统姿态等问题。

GPS和INS导航可谓各有优缺点。GPS的主要优点在于，它能以较高精度和有限的误差提供位置数据，但GPS信号容易丢失，也容易受到干扰，而等离子体产生，机动时无法锁定载波、干扰等因素都能造成GPS信号中断。而INS通常是基于陀螺“惯性测量装置”(IMU)，可实时提供精确的导航数据(加速度、速度、位置和姿态)，具有比GPS强得多的抗干扰能力。因此，当GPS受到干扰或因等离子层衰减而GPS信号中断时，IMU可在地面目标附近

区域提供精确导航。但INS可能在一段时间内会累积误差，而GPS提供的精确位置反馈可给予纠正。这样一来，GPS和INS两种导航系统可进行互补。当两种系统紧密结合成一个系统时，它们各自的缺点将会被进一步克服。

在进行高机动时，早期GPS/INS系统难以锁定载波回路。不过，这个问题已经得到部分解决，目前的GPS/INS系统在最大值达40g的机动时可保证可靠的性能，并使CTM实现米级的导航精度。不过，当机动的最大值超过40g时，对于体积更大的再入体、更快的再入速度或者当高度机动的再入体面临更严峻的战场环境时，保持GPS／INS锁定载波的问题必然又会出现。在释放突防弹头，布撒式弹药或UAV之前，对于能量损耗式机动，类似的问题也将会涌现。再入体可执行能量机动，但IMU的加速敏感偏移可能影响精度。因此，需要对与上述机动相关的精度问题进行进一步的深入评估。

制导与控制

如果GPS／INS系统足以满足CTM的要求，那么再人体对制导和控制信息的气动反应精度对于达到投射精度具有决定性作用。目前，美国已完成对CTM再入体设计的工程分析，分析结果表明，如果所有系统具备预定的技术能力，达到所要求的米级精度所必需的控制性能是可以实现的。因此，CTM必须进行飞行试验，这些试验必须演示再入体投射精度(例如，与已知绝对GPS坐标的特定目标相关的精度)和导致误差距离的因素。这些试验的结果将在决定是否设计比CTM更先进的系统概念时必不可少。

弹药和传感器配置技术

如果再入体布撒了另一个可操纵的武器投射体，那么对再入体的末端高精度的制导、导航和控制的技术要求就会大大减少。上述的多个CPGS系统概念都依赖于布撒子弹药、武器或无人机：在再入飞行、高超声速滑翔或巡航之后，布撒可能在高速或低速情况下进行。

对子弹药的高速布撒所面临的重大难题是，如何在对弹药进行气动捕获的同时控制所布撒的弹药，以免它们与再入体再次接触。如果实施高超声速布撒，那么弹药将可能需另外的热保护措施。作为对高速布撒的替代方案，再入体可以较低速度飞行，这将大幅降低布撒弹药所面临的挑战。把一个以高弹道系数飞行的再入体降低到低超声速飞行，将在布撒位置上保持精度的同时面临损耗大量再入体动能的挑战。相反，如同美国国防高级研究计划局(DARPA)的“快眼”计划所提出的那样，将低弹道系数的再入体飞行速度降低至可接受的速度更加切实可行。

CTM－2导弹所设想的UAV是备选的布撒系统之一。该弹配备一个弹道系数极低的再入体。该再入体带有一个钝形再入体热保护罩，可将有效载荷的速度降低，以便张开降落伞或稳定伞：然后当再八体充分减速时，根据设计，稳定伞将张开主降落伞，从而使系统进一步减速，以便释放出UAV；UAV飞出后可通过其传感器寻找和捕获目标，并在得到授权后同目标交战。

上述概念大大减少了再入体导航的精度需求，但是在释放和控制UAV方面仍存在着问题。美国DARPA最近要求美国工业界演示一种类似的概念来快速投射一种长航时的情报，监视、侦察型UAV。

推进系统技术

火箭推进系统

CPGS任务的新型弹道导弹或助推一滑翔式飞行器将需要新型固体推进剂助推发动机。根据推进剂的敏感度，这些发动机通常分为1.1级或1.3级。1.1级推进剂是高能推进剂，可在高压条件下起爆，但由于受到助推器容积的限制，该推进剂的处理问题较棘手；1.3级推进剂由于不是高能的，故在相同条件下不会起爆。一种推进剂是否是1.1级或1.3级，决定了其处理、储存等要求。美国国防部倾向于所有新型武器系统都使用非敏感(不爆震的)弹药，因此CPGS系统可能使用1.3级助推器推进剂。

吸气推进系统

高超声速巡航导弹要求开发吸气式发动机，如冲压式喷气发动机或超燃冲压式喷气发动机。在20世纪60年代早期，冲压式喷气发动机首次达到马赫数4的速度。目前，此类发动机的技术基础十分成熟，可使导弹的飞行速度约达到马赫数4，配备此类发动机动的导弹武器系统已在许多国家得到运用。

超燃冲压式喷气发动机需要使吸气式巡航导弹的飞行速度达到马赫数5以上。自20世纪50年代晚期以来，这种发动机技术已在实验室环境下得到深入研究；但是直到1991年该技术的发展才向飞行演示转变。较重要的飞行演示包括1991年至1998年间法国和美国NASA进行超燃冲压式喷气发动机的系列试验飞行演示，2002年澳大利亚进行HySHOT-2超燃冲压式喷气发动机试验、2003年和2004年美国NASA分别进行X-43A的马赫数7或马赫数10的飞行演示。目前正在进行的后续技术演示包括美国DARPA和美国海军研究署(ONR)资助的“高超声速飞行演示”(HyFLY)、美国空军和DARPA资助的X-51计划，其目的是演示飞行速度达马赫数6的巡航导弹所需的技术。