美國“快速全球打擊”計劃關(guān)鍵技術(shù)分析

周　偉　岳江鋒

“常規(guī)快速全球打擊(CPGS)”計劃是美國正在實施的一項戰(zhàn)略計劃，旨在獲得對移動目標、深埋加固目標、時隱時現(xiàn)目標等多種目標的全球快速打擊能力，這些目標可能是恐怖分子藏身處、敵國導彈發(fā)射架和指揮控制系統(tǒng)等。2009財年，美國國會批準為CPGS計劃共計撥款1.476億美元，其中0.45億美元用于研發(fā)“兵力運用與從本土發(fā)射”(FALCON)計劃中的高超聲速滑翔飛行器(CAV)。美國計劃于2014～2020年問獲得CPGS系統(tǒng)的初始作戰(zhàn)能力，這些備選的CPGS系統(tǒng)包括常規(guī)型“三叉戟-2/D5”導彈系統(tǒng)(CTM-1，近期方案；CTM-2，中期方案)、“潛射全球打擊導彈”(SLGSM，中遠期方案)、“常規(guī)打擊導彈”(CSM-1，CSM-2)高超聲速巡航導彈等。目前，美國正在對CPGS的各種方案進行進一步評估，其中的一項重要內(nèi)容是評估CPGS所需解決的關(guān)鍵技術(shù)問題。由于CPGS的上述方案中不少是基于美國現(xiàn)役的戰(zhàn)略彈道導彈研發(fā)的，而這些戰(zhàn)略導彈系統(tǒng)必須經(jīng)過改進后才能滿足常規(guī)快速全球打擊所需的能力，因此CPGS的各個方案都必須解決一些共性的關(guān)鍵技術(shù)問題，如熱保護問題；制導、導航和控制精度問題，彈藥和傳感器配置問題；推進系統(tǒng)的開發(fā)問題以及其他一些問題。

熱保護系統(tǒng)技術(shù)

常規(guī)方法

為了能經(jīng)受極端的高熱環(huán)境，現(xiàn)有的高彈道系數(shù)再入體的熱保護系統(tǒng)(TPS)均使用易燒蝕材料。目前，美國的導彈再入體使用最先進的易燒蝕材料為碳一苯酚，由這種材料制成的熱保護罩密度高，燒蝕特性好、熱傳導性低，且形狀穩(wěn)定。CTM，SLGSM以及CSM的初始型號都將采用基于現(xiàn)有的易燒蝕材料研制的熱防護系統(tǒng)。當然這三者間是有所區(qū)別的：CTM再入體所實施的內(nèi)大氣層機動彈道飛行時間最短，而CSM-1以及SLGSM再入體進行的是助推一滑翔彈道飛行，此時，其再入體TPS系統(tǒng)暴露在高熱環(huán)境下的時間更長。由于CTM系統(tǒng)與傳統(tǒng)的洲際彈道導彈作戰(zhàn)過程相似，因此現(xiàn)有TPS技術(shù)應(yīng)用于這種概念具有較大的把握。相比較而言，現(xiàn)有的TPS技術(shù)應(yīng)用于SLGSM和CSM-1概念則還需要全面評估。這是因為無論SLGSM還是CSM，其再入體末段機動范圍都很大，在其高速滑翔飛行時間較長，也意味著再入體在高速，高熱環(huán)境下暴露的時間更長，而這將引起再入體外形的變化，從而增加TPS性能的不確定性。

在設(shè)計武器有效性時，也必須考慮熱保護問題。由于其結(jié)構(gòu)的限制，再入彈頭的最終碰撞目標的速度應(yīng)限制在1000米/秒，即彈頭必須在最后攻擊之前消耗掉足夠的動能，而如果彈頭還要布撇所配備的子彈藥或無人機，那么其最終速度必須更低。對于再入速度達7900米/秒，以美國大陸為基地的全球打擊系統(tǒng)來說，如果最終速度限于1000米，秒，其動能消耗必須達到30.6兆焦/千克。而對于射程較近的SLGSM或初始滑翔速度約6000米／秒的前沿配置型陸基助推一滑翔系統(tǒng)，在實現(xiàn)約1000米，秒的撞擊速度前需消耗的動能約為17.5兆焦／千克。

先進的熱保護系統(tǒng)概念

在CSM－2概念中，洲際滑翔飛行器所配備的TPS系統(tǒng)必須能夠保證其在大氣層內(nèi)以高超聲速運行長達3000秒的時間。而這種新型TPS系統(tǒng)將采用碳一碳材料，而非碳一苯酚材料。通過采取這種更先進的材料，新型TPS系統(tǒng)將擁有外形更為穩(wěn)定的鼻錐、適當?shù)娘w行燒蝕率以及盡可能小的熱傳輸率。這種TPS的開發(fā)面臨許多技術(shù)挑戰(zhàn)，包括能精確預(yù)測氣動熱力負載和燒蝕率的技術(shù)、成規(guī)模制造大型碳一碳飛行器的技術(shù)、用于保護再入飛行器內(nèi)部部件的絕熱技術(shù)。為了解決這些技術(shù)難題，美國國防高級研究計劃局正在實施FALCON計劃。根據(jù)此計劃，兩種高超聲速試驗飛行器(HTV)將在美國范登堡空軍基地和夸賈林環(huán)礁(即美國陸軍的里根試驗場)之間進行飛行試驗，以演示能夠支持長時間高超聲速飛行的TPS系統(tǒng)性能，同時也演示制導、導航、控制精度和飛行中通信能力，這些飛行試驗將于2009～2010年間進行。

制導，導航、控制精度技術(shù)

由于核武器的殺傷半徑大，因此彈道導彈達到所需的精度相對較容易，而對于常規(guī)戰(zhàn)斗部來說，要獲得所需的目標毀傷效果，就必須具備更高的打擊精度，為此，還必須解決彈道導彈再入體的操縱性問題。由于再入體運動速度極高，其在大氣內(nèi)存在的時間很短，因此對再入體飛行軌跡的控制要求非常高。為初步解決這一問題，同時驗證以彈道導彈作為CPGS方案的可行性，2002年月10月，美國利用改進后的“三叉戟-2”導彈再入體——Mk4(“增效型再入體”，E2)進行了飛行試驗，并取得了一些研究成果。研究中的CPGS彈道投射系統(tǒng)方案采用了這些早期的研究成果。目前最可行的近期方案是CTM方案，該系統(tǒng)以E2為基礎(chǔ)，可通過普通再入彈道來實現(xiàn)精確瞄準控制。另一方面，為確定CPGS中遠期備選方案的可行性和軍事用途，仍需進一步解決制導、導航和控制問題。

早期研究成果

在2002年10月的試驗中，改進型Mk4再入體配備了GPS輔助的慣性導航系統(tǒng)，同時還增配了一個襟翼系統(tǒng)用于姿態(tài)控制。在改進之前，在洲際戰(zhàn)略彈道導彈再入體的再入過程中，等離子體會導致再入體的GPS接收信號中斷。但經(jīng)過改進后，雖然GPS接收信號也會受到干擾，但由于Mk4所配備的襟翼提供了(滾動，偏航、傾斜)三軸飛行控制功能，在再入體調(diào)整姿態(tài)后，再人體所載導航系統(tǒng)可提供數(shù)米級的導航精度，足以將再入體導向目標。雖然存在較大的導航誤差，但是通過增加精確的校正初始化功能以及適應(yīng)性強的控制算法，GPS/INS集成系統(tǒng)可降低導航誤差，從而具有類似GPS的精度。除了襟翼之外，美國對Mk4的改進還包括配備一個用于增程的20°偏移量雙鼻錐，提高飛行穩(wěn)定性和機動性。

GPS／INS導航

為了在所有的任務(wù)中能實現(xiàn)預(yù)想的作戰(zhàn)效能，其打擊精度必須控制在幾米級的水平。由于影響命中精度的誤差源數(shù)量眾多，如目標定位、制導，導航和控制等各個環(huán)節(jié)都會產(chǎn)生誤差，因此將最終的精度誤差降低到上述水平是一個相當大的挑戰(zhàn)。下面將討論導航誤差問題，包括位置、速度、加速度、GPS／INS混合導航系統(tǒng)作用下的投射系統(tǒng)姿態(tài)等問題。

GPS和INS導航可謂各有優(yōu)缺點。GPS的主要優(yōu)點在于，它能以較高精度和有限的誤差提供位置數(shù)據(jù)，但GPS信號容易丟失，也容易受到干擾，而等離子體產(chǎn)生，機動時無法鎖定載波、干擾等因素都能造成GPS信號中斷。而INS通常是基于陀螺“慣性測量裝置”(IMU)，可實時提供精確的導航數(shù)據(jù)(加速度、速度、位置和姿態(tài))，具有比GPS強得多的抗干擾能力。因此，當GPS受到干擾或因等離子層衰減而GPS信號中斷時，IMU可在地面目標附近

區(qū)域提供精確導航。但INS可能在一段時間內(nèi)會累積誤差，而GPS提供的精確位置反饋可給予糾正。這樣一來，GPS和INS兩種導航系統(tǒng)可進行互補。當兩種系統(tǒng)緊密結(jié)合成一個系統(tǒng)時，它們各自的缺點將會被進一步克服。

在進行高機動時，早期GPS/INS系統(tǒng)難以鎖定載波回路。不過，這個問題已經(jīng)得到部分解決，目前的GPS/INS系統(tǒng)在最大值達40g的機動時可保證可靠的性能，并使CTM實現(xiàn)米級的導航精度。不過，當機動的最大值超過40g時，對于體積更大的再入體、更快的再入速度或者當高度機動的再入體面臨更嚴峻的戰(zhàn)場環(huán)境時，保持GPS／INS鎖定載波的問題必然又會出現(xiàn)。在釋放突防彈頭，布撒式彈藥或UAV之前，對于能量損耗式機動，類似的問題也將會涌現(xiàn)。再入體可執(zhí)行能量機動，但IMU的加速敏感偏移可能影響精度。因此，需要對與上述機動相關(guān)的精度問題進行進一步的深入評估。

制導與控制

如果GPS／INS系統(tǒng)足以滿足CTM的要求，那么再人體對制導和控制信息的氣動反應(yīng)精度對于達到投射精度具有決定性作用。目前，美國已完成對CTM再入體設(shè)計的工程分析，分析結(jié)果表明，如果所有系統(tǒng)具備預(yù)定的技術(shù)能力，達到所要求的米級精度所必需的控制性能是可以實現(xiàn)的。因此，CTM必須進行飛行試驗，這些試驗必須演示再入體投射精度(例如，與已知絕對GPS坐標的特定目標相關(guān)的精度)和導致誤差距離的因素。這些試驗的結(jié)果將在決定是否設(shè)計比CTM更先進的系統(tǒng)概念時必不可少。

彈藥和傳感器配置技術(shù)

如果再入體布撒了另一個可操縱的武器投射體，那么對再入體的末端高精度的制導、導航和控制的技術(shù)要求就會大大減少。上述的多個CPGS系統(tǒng)概念都依賴于布撒子彈藥、武器或無人機：在再入飛行、高超聲速滑翔或巡航之后，布撒可能在高速或低速情況下進行。

對子彈藥的高速布撒所面臨的重大難題是，如何在對彈藥進行氣動捕獲的同時控制所布撒的彈藥，以免它們與再入體再次接觸。如果實施高超聲速布撒，那么彈藥將可能需另外的熱保護措施。作為對高速布撒的替代方案，再入體可以較低速度飛行，這將大幅降低布撒彈藥所面臨的挑戰(zhàn)。把一個以高彈道系數(shù)飛行的再入體降低到低超聲速飛行，將在布撒位置上保持精度的同時面臨損耗大量再入體動能的挑戰(zhàn)。相反，如同美國國防高級研究計劃局(DARPA)的“快眼”計劃所提出的那樣，將低彈道系數(shù)的再入體飛行速度降低至可接受的速度更加切實可行。

CTM－2導彈所設(shè)想的UAV是備選的布撒系統(tǒng)之一。該彈配備一個彈道系數(shù)極低的再入體。該再入體帶有一個鈍形再入體熱保護罩，可將有效載荷的速度降低，以便張開降落傘或穩(wěn)定傘：然后當再八體充分減速時，根據(jù)設(shè)計，穩(wěn)定傘將張開主降落傘，從而使系統(tǒng)進一步減速，以便釋放出UAV；UAV飛出后可通過其傳感器尋找和捕獲目標，并在得到授權(quán)后同目標交戰(zhàn)。

上述概念大大減少了再入體導航的精度需求，但是在釋放和控制UAV方面仍存在著問題。美國DARPA最近要求美國工業(yè)界演示一種類似的概念來快速投射一種長航時的情報，監(jiān)視、偵察型UAV。

推進系統(tǒng)技術(shù)

火箭推進系統(tǒng)

CPGS任務(wù)的新型彈道導彈或助推一滑翔式飛行器將需要新型固體推進劑助推發(fā)動機。根據(jù)推進劑的敏感度，這些發(fā)動機通常分為1.1級或1.3級。1.1級推進劑是高能推進劑，可在高壓條件下起爆，但由于受到助推器容積的限制，該推進劑的處理問題較棘手；1.3級推進劑由于不是高能的，故在相同條件下不會起爆。一種推進劑是否是1.1級或1.3級，決定了其處理、儲存等要求。美國國防部傾向于所有新型武器系統(tǒng)都使用非敏感(不爆震的)彈藥，因此CPGS系統(tǒng)可能使用1.3級助推器推進劑。

吸氣推進系統(tǒng)

高超聲速巡航導彈要求開發(fā)吸氣式發(fā)動機，如沖壓式噴氣發(fā)動機或超燃沖壓式噴氣發(fā)動機。在20世紀60年代早期，沖壓式噴氣發(fā)動機首次達到馬赫數(shù)4的速度。目前，此類發(fā)動機的技術(shù)基礎(chǔ)十分成熟，可使導彈的飛行速度約達到馬赫數(shù)4，配備此類發(fā)動機動的導彈武器系統(tǒng)已在許多國家得到運用。

超燃沖壓式噴氣發(fā)動機需要使吸氣式巡航導彈的飛行速度達到馬赫數(shù)5以上。自20世紀50年代晚期以來，這種發(fā)動機技術(shù)已在實驗室環(huán)境下得到深入研究；但是直到1991年該技術(shù)的發(fā)展才向飛行演示轉(zhuǎn)變。較重要的飛行演示包括1991年至1998年間法國和美國NASA進行超燃沖壓式噴氣發(fā)動機的系列試驗飛行演示，2002年澳大利亞進行HySHOT-2超燃沖壓式噴氣發(fā)動機試驗、2003年和2004年美國NASA分別進行X-43A的馬赫數(shù)7或馬赫數(shù)10的飛行演示。目前正在進行的后續(xù)技術(shù)演示包括美國DARPA和美國海軍研究署(ONR)資助的“高超聲速飛行演示”(HyFLY)、美國空軍和DARPA資助的X-51計劃，其目的是演示飛行速度達馬赫數(shù)6的巡航導彈所需的技術(shù)。