美国典型的高超声速技术研究计划(上)

王巍巍，郭琦

美国典型的高超声速技术研究计划(上)

王巍巍，郭琦

(中国燃气涡轮研究院，四川成都610500)

对美国制定的高超声速技术研究计划(NASP、HyTech、Hyper-X、ARRMD和HyFly等计划)，进行了较为详细的阐述和分析，指出美国的高超声速技术研究计划具有很强的继承性和关联性，概念探索、关键技术突破与试验验证等计划紧密结合，环环相扣。美国通过开展这些研究计划，不断总结经验和教训，使之在后续开展的计划中更加注重技术成熟度，加大对需求和可行性的分析力度，制定的研究计划目标更务实，坚持稳妥、循序渐进的高超声速技术发展策略，并按照近期、中期和远期应用目标，全面推进高超声速技术的发展和应用。

高超声速技术；NASP；HyTech；Hyper-X；ARRMD；HyFly；超燃冲压发动机

1 引言

高超声速技术，是指飞行速度高于5倍声速的综合系统技术。世界上许多国家，如美国、俄罗斯、法国、德国、日本、印度、澳大利亚和意大利等，都针对高超声速飞行器及其动力装置制定了许多研究计划，对各种结构方案进行了探索。20世纪60年代开始，美国政府就一直在此领域进行研究和验证，在80年代末90年代初取得飞跃性发展。期间，美国推出了众多研究计划，比较典型的有NASP、HyTech、Hyper-X、ARRMD、HyFly、NGLT、NAI、FALCON和 X-51A等计划，如图1[1]所示。本文着重介绍美国在80年代末到目前推出的高超声速技术研究计划，对计划的目标、研究内容、试验验证结果和计划的最终情况或执行情况进行阐述和总结，并对这些计划成功或失败的原因进行分析。

2 NASP计划(1985年～1994年)

NASP计划是国家级多学科项目，由美国国防部与NASA共同组织，目的是研制X-30试验性单级入轨飞行器。NASP的关键技术是氢燃料超燃冲压发动机，能在马赫数4.0～15.0范围内工作[2]。

图1 美国开展的典型高超声速技术计划Fig.1 Hypersonic programs in America

2.1研究情况

NASP计划研究的内容较以前开展的高超声速技术计划更深入，不仅包括理论研究、概念性探索，还开展了试验研究。之前很长一段时间，美国一直在探索研究超燃冲压发动机，但开展的工作有限，有些只限于理论研究(如美国空军发起的氢燃料超燃冲压发动机研究)。直到NASP计划的提出，给美国的超燃冲压发动机发展注入了新的动力[3]。该计划对发动机的几种不同模块进行了试验；在马赫数4.0～7.0范围内进行了大量的发动机试验，包括基础发动机试验及缩尺发动机模型试验，其中在模拟马赫数5.0～8.0时进行了三种模型布局试验，在概念验证发动机模型上进行了模拟马赫数6.3和7.0的试验。此外还设计了一种新的二维反向后掠进气道。

由于政治、经济和技术三方面原因，NASP计划被迫终止，没有完成既定目标。从政治层面上看，NASP计划提出时，美苏冷战尚未结束，该计划与星球大战相呼应，得到了美国国会的大力支持。但随着计划的开展，遇到的技术难度越来越大，同时前苏联解体导致美国对该项目的需求迫切程度下降，最终导致该计划终止[4，5]。从经济层面上看，NASP计划预算不足和试验费用昂贵。从技术层面来看，关键技术成熟度不高且目标太高，期望能验证马赫数达15.0甚至更高的高超声速飞行技术，以及高超声速技术基础薄弱和研制进度严重滞后等。

2.2经验与教训

NASP计划虽是一个失败的计划，但从技术层面上讲，它却起到了承上启下的作用。一方面衔接了上世纪60年代美国提出的航天飞机计划，对高超声速技术基础薄弱的软肋和超燃冲压发动机的部件技术进行了广泛的基础研究。另一方面，该计划失败的同时又催生了许多新的计划，为高超声速技术更加深入的研究铺平了道路。NASP计划时期，研究重点放在氢燃料超燃冲压发动机上，在以后的计划中验证了碳氢燃料超燃冲压发动机的确在近轨速度下具有很好的性能和发展潜力。NASP计划更加注重高超声速技术的基础研究和试验验证，这为后来开展的计划奠定了基础。在后来开展的高超声速技术计划中更加注重技术成熟度。

NASP计划结束后，美国政府总结了教训，主要有[4]：制定计划时要有明确的任务需求，列为总结教训的第一条；对整个计划的费用、进度及所研究技术性能和成熟度要有充分的估计；所开发的新技术要具有竞争力和完成新任务的能力，对用户有绝对吸引力；在制定计划时要对成本、周期等充分估计；要制定比较务实的目标，不能急于求成，可分步完成。

3 HyTech计划(1995年～2006年)

NASP计划被取消后，美国政府为维持高超声速技术的核心能力，于1995年启动了HyTech计划(高超声速技术计划)。该计划由美国空军研究实验室推进技术部牵头，目的是研究并验证在马赫数4.0～8.0工作的，采用液体碳氢燃料、一次性使用的超燃冲压发动机。研究重点是探索发动机技术，并在高超声速飞行器X-43C上验证。该计划原定于2003年结束，后延迟到了2006年。HyTech计划的子计划是SFSFC(可储存燃料超燃冲压发动机流道概念)计划，目的是验证马赫数4.0～8.0的碳氢燃料超燃冲压发动机的操作性、性能和结构耐久性。1996年SFSFC更名为HySET(碳氢燃料超燃冲压发动机技术)，研制碳氢燃料的双模态超燃冲压发动机地面验证机。

3.1研究情况

HyTech计划分三个阶段实施。第1和第2阶段主要进行部件技术验证，第3阶段为系统集成和技术验证[5]。在部件技术研究阶段的研究重点是进气道、燃烧室和喷管。

针对进气道分三步开展研究：一是设计了带有启动门的二维压缩进气道，并在NASA格林研究中心超声速风洞中进行了380多次缩比试验；二是设计了带后掠侧板的自启动进气道，在联合技术公司研究中心(UTRC)进行了约300次缩比进气道试验；三是开展前体/进气道一体化研究与试验，研究进气道宽高比对进气道性能的影响。

对于燃烧室部件，从燃料/空气当量比、燃料温度、燃料成份、燃料喷射位置、燃料喷射时序、基本的火焰稳定器结构及改进的火焰稳定结构等方面分步开展工作。第一步采用空军超燃冲压发动机部件技术计划(SCT)研究方案，制造了缩比试验模型，并在马赫数4.0～8.0范围内进行了300 s的试验。试验采用常规的JP-7燃料，燃烧组织良好，但比SCT计划下采用气体乙烯燃料燃烧组织困难。第二步设计并制造了一个新的缩比燃烧室模型，对燃烧室性能进行了进一步的试验研究。第三步制造了一个新的缩比试验模型，模拟飞行马赫数分别为4.5和6.5，共进行了180次试验。马赫数为4.5的试验中，燃烧室燃烧效率为目标值的85%；马赫数为6.5的试验中，燃烧室效率达到了期望目标值。所有试验燃烧室都采用热沉结构，试验中发现燃烧室性能对燃料温度很敏感，为模拟飞行条件下JP-7燃料冷却发动机吸热的真实工作状态，在直连试验中，供给发动机燃烧室的燃料经过地面辅助加热设备进行预先加热[6]。

喷管主要研究推力矢量及其俯仰力矩，这些性能与飞行器性能直接相关。如果喷管推力矢量过大，或方向相反，那么飞行器飞行控制面需要大幅调整，从而导致阻力增加。设计过程中，通过改变发动机倾斜角度和喷管表面角度，来实现推力矢量角度的控制。此外，对喷管采用的C-C、C-SiC等耐高温材料还进行了试验研究。

在部件试验研究的基础上，2000年和2001年，普惠公司开发了性能试验件，主要任务包括验证发动机推力是否满足要求、确定飞行包线范围内进气道和燃烧室的工作边界、修正发动机数学模型。2003年普惠公司制造了发动机地面验证机GDE-1和GDE-2。

GDE-1是双模态超燃冲压发动机，在X-43C上进行飞行试验，其概念设计，如图2[7]所示。GDE-1发动机由带可调板的进气道、副燃烧室和主燃烧室、单面膨胀二维喷管组成。空气进气道前缘和尾喷管用复合材料制造，这样可确保结构的被动冷却；其它零件由金属基材料加工，并喷涂防热涂层。副燃烧室和主燃烧室由高温合金制造，使用碳氢燃料冷却。供给到燃烧室壁面的燃油，部分在冷却通道中被分解并汽化[8]，这样可使超声速气流中的燃料燃烧过程明显加速。GDE-1在自由射流试车台上进行了45次模拟马赫数4.5和12次模拟马赫数6.5的自由射流试验，这是世界上采用碳氢燃料冷却的超燃冲压发动机第一次进行地面自由射流试验。

图2 GDE-1双模态超燃冲压发动机概念设计Fig.2 GDE-1 scramjet engine concept

GDE-2(图3)在GDE-1的基础上开发，采用碳氢燃料闭环冷却，进气道唇口可调，工作马赫数5.0～7.0[9]。GDE-2发动机主要验证闭环条件下发动机主动冷却结构方案和发动机高温气态燃料调节系统。与GDE-1不同的是，GDE-2有完全一体化的燃料系统，液态JP-7燃料从超燃冲压发动机前部进入发动机壁面进行冷却，吸收热量后进入燃料分配阀分配给燃烧室的各个喷嘴，以气态形式进入燃烧室。GDE-2采用FADEC控制系统，可使冷却管路中的燃料压力保持一定的阀值，避免出现沸腾现象。2005年，GDE-2在高温风洞中完成了马赫数5的自由射流试验。该试验是闭环碳氢燃料超燃冲压推进系统在超声速条件下首次成功的试验，试验记录了300 s的试验数据。

图3 GDE-2发动机Fig.3 GDE-2 engine

3.2经验与启示

HyTech计划是一个较为成功的计划。在执行过程中，采用部件关键技术突破、部件试验研究、发动机性能试验和地面试验研究逐层推进的方法，开展高超声速动力技术研发与验证。该计划在部件研究方面的成就主要体现在三方面：一是研发控制方案将流路干扰减到最小，增加了超燃冲压喷气发动机设计的推阻裕度；二是验证吸热燃料冷却的可行性；三是开展部件技术研究工作，为进一步推进超燃冲压发动机研究奠定了坚实基础。发动机性能试验件试验方面，首先验证了马赫数4.5和马赫数6.5时发动机的性能；其次积累了发动机性能试验数据，为发动机整机地面试验验证提供了有力支持。发动机地面试验方面，验证了GDE发动机在马赫数4.5和6.5时能可靠工作，且正推力明显增大；验证了马赫数4.5和6.5时发动机性能达标；验证了燃料的高效燃烧和防热结构的有效性，及燃料冷却的超燃冲压发动机的有效性；在超声速条件下对闭环碳氢燃料超燃冲压推进系统进行了成功验证；积累了马赫数5.0左右时的重要试验数据。

该计划的成果，转移并应用到后续许多高超声速计划中，如X-51A计划等。HyTech计划开发的超燃冲压发动机技术在X-51A上进行了飞行验证，为该项技术从试验阶段走向工程设计奠定了坚实基础。开展HyTech计划时，对高超声速动力技术开发难度给予了高度关注，采取了较为稳妥的、循序渐进的研发策略，逐步推进、层层突破的手段开展技术攻坚，分阶段进行技术验证。

4 Hyper-X计划(1996年～2004年)

Hyper-X计划的主要目的，是研究并验证高超声速飞机设计技术，和可重复使用飞行器与超燃冲压发动机一体化设计技术，为军民用高超声速飞行夯实基础。研究重点是高超声速飞行器，并先后推出X-43A、X-43B、X-43C和X-43D。

4.1研究情况

Hyper-X计划最初的重点集中在X-43A飞行器上，并研制出首台用作X-43A动力装置的超燃冲压发动机。X-43A采用双模态冲压发动机作为动力装置，使用气态氢做燃料。该发动机的空气进气道为矩形，几何尺寸可变，且带可调调节片。1998～2000年，对X-43A高超声速飞行器和双模态发动机进行了地面试验。X-43A共进行了三次飞行试验，2001年的首次飞行试验，由于未能进入预定轨道而试飞失败。2004的第二次试飞，X-43A与加速器分离后独立飞行了约10 s，在完成6 min左右的预计飞行后坠毁。在这次飞行试验中，X-43A飞行马赫数达7.0。同年，X-43A又进行了第三次试验，与前次试验相比，这次试验飞行的速度更高，马赫数达9.8，持续约10 s。

X-43B是概念验证机，采用火箭基或涡轮基组合循环发动机推进。首先在马赫数0.8时从飞机上投放，靠火箭或涡轮发动机推进到马赫数3.0～3.5，然后由亚/超燃冲压发动机把飞行器加速到马赫数7.0，所用燃料为液氢[9]。2002年着重研发了RBCC，马赫数范围为0～8.0。2003年，X-43B的动力装置由以前的RBCC转向TBCC，这是NASA在RTA计划下研制的动力装置，能为X-43B提供马赫数0～4.0或5.0的动力。用于X-43B飞行试验的组合动力装置中，带RBCC的X-43B和带TBCC的X-43B的概念设计见图4。

图4 X-43B概念设计图Fig.4 The design conception of X-43B

X-43C的研发工作始于2001年，主要对飞行器的形状进行研究，同时为HyTech计划研发的发动机提供平台进行飞行试验。与X-43A相比，X-43C上安装的发动机更宽，以通过更多空气，提高推力。除燃料供给系统外，X-43C类似于X-43A。根据GDE-2的试验结果选择双模态超燃冲压发动机最终的流道几何尺寸，然后装配在X-43C上进行飞行试验，但因经费原因，NASA缩小了基础研究范围，X-43C项目被取消。

X-43D采用液氢燃料双模态超燃冲压发动机，拟开展飞发一体化设计及飞行试验验证。飞行试验的马赫数大于15.0，工作时间为10 s。X-43D是在X-43A的基础上直接发展的，采用冷却的液氢燃料双模超燃冲压发动机。

Hyper-X计划主要以高超声速飞行器的飞行试验验证为主，X-43A飞行试验验证的成功，标志着超燃冲压发动机技术正式从实验室研究阶段走向工程研制阶段。

在Hyper-X执行过程中，为配合飞行试验，对超燃冲压发动机进行了大量试验，如整机一体化模型风洞试验、超燃冲压发动机推进性能试验；并建立了空气动力学数据库，为结构设计分析、软件开发与验证提供了依据。而飞行试验积累的数据为校核地面试验数据和理论设计方法提供了依据，同时飞行试验为摸索飞行环境和飞行控制提供了支撑。

4.2启示

Hyper-X计划重点在飞行试验验证、探索飞行器设计技术。Hyper-X计划正好为HyTech计划中推出的动力装置提供了飞行试验平台。确切说，Hy⁃Tech计划与Hyper-X计划相互依赖，前者提供动力装置及其技术，后者为动力装置验证提供飞行验证平台。不难看出，美国制定的高超声速技术计划环环相关，有很强的继承性。

5 ARRMD计划(1997年～2001年)和HyFly计划(2002年～)

1997年，美国国防预研局(DARPA)提出了AR⁃RMD计划(经济可承受快速响应导弹验证机计划)。该项计划由DARPA和美国海军共同完成，同时吸收工业界参与。ARRMD计划的目的，是采用碳氢燃料超燃冲压发动机，研制马赫数为6.0～8.0的高超声速导弹武器，并要求其必须能与美国空军和海军的多种战术飞机、战略轰炸机、水面舰艇垂直发射系统、潜艇发射管兼容。在实施过程中，普惠公司负责研制的超燃冲压发动机，一度遇到了在超声速气流中无法维持燃烧的重大难题，导致计划一再拖延，最终于2001年终止。作为ARRMD计划的延续，2002年，美国国防预研局和海军研究局联合发起HyFly计划(高超声速飞行技术验证计划)，主要进行高超声速飞行验证，重点集中在开发低成本、远程战术高超声速导弹所需要的双燃烧室冲压发动机技术(DCR)。

5.1研究情况

ARRMD计划是研制同时满足海军和空军要求的低成本导弹。最初设计了两种方案，分别是海军的双燃烧室冲压发动机和空军的双模态超燃冲压发动机方案。经过近两年的初步论证，于1998年决定选择空军的方案。原因是海军的DCR存在很多技术难点，如DCR使用的燃料添加剂有毒等，且短时间很难克服。ARRMD计划终止后，2002年DARPA重新审视了双燃烧室冲压发动机技术，并联合海军研究局发起了HyFly计划。

HyFly计划开展的主要工作包括：新结构材料的验证机方案设计和工程设计，在风洞中对飞行器和动力装置进行的气动试验，高超声速低空飞行加速器的地面试验，飞行器子系统的检验试验；模拟飞行器的弹道试验和自由飞行试验(检验发动机的先进技术能力)，带动力的飞行器环境试验，带动力的飞行器自由射流试验(确定性能和进行寿命试验的要求)，检查飞行器与助推装置连接、分离的飞行试验，马赫数4.0的飞行试验，导弹射程达到1 100 km时巡航速度为马赫数6.0的可行性验证试验。

HyFly计划推出的远程战术导弹采用的动力装置为双燃烧室冲压发动机，在主发动机内有预燃室，当燃料过剩较多时，可实现亚声速燃烧，燃烧产物进入到超声速燃烧的冲压发动机中，可利用剩余的JP-10碳氢燃料，而且避免了采用复杂的热交换器。在计划开展期间，为研究动力装置的性能，对其进行了地面试验，同时考核采用先进轻质耐高温结构材料的情况，结果表明所采用的技术能达到计划预定的目标。这个试验研究有两层目的，一方面要开发并验证超声速飞行导弹所必须的技术，也是本计划的核心；另一方面，要开展先进的动力装置技术研发并探索廉价的试验方法。

5.2经验总结

ARRMD计划与HyFly计划的先后实施，体现了美国在高超声速技术领域的逐步探索过程。首先ARRMD计划强调了经济可承受性，与以前制定的高超声速计划相比更强调低成本，还强调通用性，即能同时满足美国空军和海军的要求。后续的HyFly计划中，重拾在ARRMD计划中被否定的DCR方案。这表明美国在高超声速技术研究方面也是在走曲折前进的道路，在技术尚未成熟时并不贸然发展，只有在技术储备到了一定阶段时才开启计划，更加关注技术成熟度。

6 结束语

本文着重介绍了NASP、HyTech、Hyper-X、AR⁃RMD和HyFly计划，NGLT、NAI、FALCON、X-51A和RATTLRS等计划将在《美国典型的高超声速技术计划》(下)中介绍。NASP计划是美国在高超声速技术研究领域的一个非常重要的转折点，这是因为在此计划之前，美国开展的航天飞机计划主要是进行原理性探索，探讨能否实现超声速飞行及对超燃冲压发动机的基础性问题开展研究，并未提出具体的目标和应用对象。NASP计划之后的很多计划，都是采取逐步推进、层层突破的手段来开展技术攻坚。HyTech计划验证了超燃冲压发动机工作的可实现性，进而开始探索应用目标。首先把探索到的较为成熟的技术，如超燃冲压发动机技术应用在导弹上，而ARRMD计划和HyFly计划也为此提供了很好的验证平台。在导弹上验证后，又把目标转向军用飞机和空间往返运输系统，这也是美国在高超声速技术领域探索的最主要目的，即研发高超声速飞行的军用飞机和空天往返系统。Hyper-X计划为高超声速飞机技术验证提供了平台，通过该计划，美国探索了高超声速飞机与可重复使用的天地往返系统的超燃冲压发动机一体化设计技术。

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Typical Hypersonic Technology Research Programs in America(PartⅠ)

WANG Wei-wei，GUO Qi
(China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China)

Typical hypersonic technology research programs in America,such as NASP,HyTech,Hy⁃per-X,ARRMD and HyFly were summarized;contents,progress and achievements of each program were al⁃so illustrated.Trough the analysis,the programs were proved to be relative and successive;concept explora⁃tion,key technology breakthrough and test verification were closely related to each other.The experience and lessons were learned from these programs,thus more attention was paid to TRL in the following pro⁃grams.More analyses were accomplished on the demands and feasibility to make more practical research goals.Steady hypersonic technology development strategies were followed in proper sequence to improve the development and application of hypersonic technology in accordance with short-term,mid-term and long-term targets.

hypersonic technology；NASP；HyTech；Hyper-X；ARRMD；HyFly；scramjet

V235

A

1672-2620(2013)03-0053-06

2013-04-27；

2013-06-24

王巍巍(1971-)，女，内蒙通辽人，文学硕士，译审，主要从事发动机情报研究和科技翻译工作。