美國“快速全球打擊”計(jì)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(jì)劃是美國正在實(shí)施的一項(xiàng)戰(zhàn)略計(jì)劃，旨在獲得對(duì)移動(dòng)目標(biāo)、深埋加固目標(biāo)、時(shí)隱時(shí)現(xiàn)目標(biāo)等多種目標(biāo)的全球快速打擊能力，這些目標(biāo)可能是恐怖分子藏身處、敵國導(dǎo)彈發(fā)射架和指揮控制系統(tǒng)等。2009財(cái)年，美國國會(huì)批準(zhǔn)為CPGS計(jì)劃共計(jì)撥款1.476億美元，其中0.45億美元用于研發(fā)“兵力運(yùn)用與從本土發(fā)射”(FALCON)計(jì)劃中的高超聲速滑翔飛行器(CAV)。美國計(jì)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(dǎo)彈系統(tǒng)(CTM-1，近期方案；CTM-2，中期方案)、“潛射全球打擊導(dǎo)彈”(SLGSM，中遠(yuǎn)期方案)、“常規(guī)打擊導(dǎo)彈”(CSM-1，CSM-2)高超聲速巡航導(dǎo)彈等。目前，美國正在對(duì)CPGS的各種方案進(jìn)行進(jìn)一步評(píng)估，其中的一項(xiàng)重要內(nèi)容是評(píng)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(dǎo)彈研發(fā)的，而這些戰(zhàn)略導(dǎo)彈系統(tǒng)必須經(jīng)過改進(jìn)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(gè)方案都必須解決一些共性的關(guān)鍵技術(shù)問題，如熱保護(hù)問題；制導(dǎo)、導(dǎo)航和控制精度問題，彈藥和傳感器配置問題；推進(jìn)系統(tǒng)的開發(fā)問題以及其他一些問題。

熱保護(hù)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(hù)系統(tǒng)(TPS)均使用易燒蝕材料。目前，美國的導(dǎo)彈再入體使用最先進(jìn)的易燒蝕材料為碳一苯酚，由這種材料制成的熱保護(hù)罩密度高，燒蝕特性好、熱傳導(dǎo)性低，且形狀穩(wěn)定。CTM，SLGSM以及CSM的初始型號(hào)都將采用基于現(xiàn)有的易燒蝕材料研制的熱防護(hù)系統(tǒng)。當(dāng)然這三者間是有所區(qū)別的：CTM再入體所實(shí)施的內(nèi)大氣層機(jī)動(dòng)彈道飛行時(shí)間最短，而CSM-1以及SLGSM再入體進(jìn)行的是助推一滑翔彈道飛行，此時(shí)，其再入體TPS系統(tǒng)暴露在高熱環(huán)境下的時(shí)間更長。由于CTM系統(tǒng)與傳統(tǒng)的洲際彈道導(dǎo)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(píng)估。這是因?yàn)闊o論SLGSM還是CSM，其再入體末段機(jī)動(dòng)范圍都很大，在其高速滑翔飛行時(shí)間較長，也意味著再入體在高速，高熱環(huán)境下暴露的時(shí)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(jì)武器有效性時(shí)，也必須考慮熱保護(hù)問題。由于其結(jié)構(gòu)的限制，再入彈頭的最終碰撞目標(biāo)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(dòng)能，而如果彈頭還要布撇所配備的子彈藥或無人機(jī)，那么其最終速度必須更低。對(duì)于再入速度達(dá)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(dòng)能消耗必須達(dá)到30.6兆焦/千克。而對(duì)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(shí)現(xiàn)約1000米，秒的撞擊速度前需消耗的動(dòng)能約為17.5兆焦／千克。

先進(jìn)的熱保護(hù)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(yùn)行長達(dá)3000秒的時(shí)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(jìn)的材料，新型TPS系統(tǒng)將擁有外形更為穩(wěn)定的鼻錐、適當(dāng)?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(dòng)熱力負(fù)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(hù)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(jí)研究計(jì)劃局正在實(shí)施FALCON計(jì)劃。根據(jù)此計(jì)劃，兩種高超聲速試驗(yàn)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(yàn)場)之間進(jìn)行飛行試驗(yàn)，以演示能夠支持長時(shí)間高超聲速飛行的TPS系統(tǒng)性能，同時(shí)也演示制導(dǎo)、導(dǎo)航、控制精度和飛行中通信能力，這些飛行試驗(yàn)將于2009～2010年間進(jìn)行。

制導(dǎo)，導(dǎo)航、控制精度技術(shù)

由于核武器的殺傷半徑大，因此彈道導(dǎo)彈達(dá)到所需的精度相對(duì)較容易，而對(duì)于常規(guī)戰(zhàn)斗部來說，要獲得所需的目標(biāo)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(dǎo)彈再入體的操縱性問題。由于再入體運(yùn)動(dòng)速度極高，其在大氣內(nèi)存在的時(shí)間很短，因此對(duì)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(shí)驗(yàn)證以彈道導(dǎo)彈作為CPGS方案的可行性，2002年月10月，美國利用改進(jìn)后的“三叉戟-2”導(dǎo)彈再入體——Mk4(“增效型再入體”，E2)進(jìn)行了飛行試驗(yàn)，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(shí)現(xiàn)精確瞄準(zhǔn)控制。另一方面，為確定CPGS中遠(yuǎn)期備選方案的可行性和軍事用途，仍需進(jìn)一步解決制導(dǎo)、導(dǎo)航和控制問題。

早期研究成果

在2002年10月的試驗(yàn)中，改進(jìn)型Mk4再入體配備了GPS輔助的慣性導(dǎo)航系統(tǒng)，同時(shí)還增配了一個(gè)襟翼系統(tǒng)用于姿態(tài)控制。在改進(jìn)之前，在洲際戰(zhàn)略彈道導(dǎo)彈再入體的再入過程中，等離子體會(huì)導(dǎo)致再入體的GPS接收信號(hào)中斷。但經(jīng)過改進(jìn)后，雖然GPS接收信號(hào)也會(huì)受到干擾，但由于Mk4所配備的襟翼提供了(滾動(dòng)，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(dǎo)航系統(tǒng)可提供數(shù)米級(jí)的導(dǎo)航精度，足以將再入體導(dǎo)向目標(biāo)。雖然存在較大的導(dǎo)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(qiáng)的控制算法，GPS/INS集成系統(tǒng)可降低導(dǎo)航誤差，從而具有類似GPS的精度。除了襟翼之外，美國對(duì)Mk4的改進(jìn)還包括配備一個(gè)用于增程的20°偏移量雙鼻錐，提高飛行穩(wěn)定性和機(jī)動(dòng)性。

GPS／INS導(dǎo)航

為了在所有的任務(wù)中能實(shí)現(xiàn)預(yù)想的作戰(zhàn)效能，其打擊精度必須控制在幾米級(jí)的水平。由于影響命中精度的誤差源數(shù)量眾多，如目標(biāo)定位、制導(dǎo)，導(dǎo)航和控制等各個(gè)環(huán)節(jié)都會(huì)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(gè)相當(dāng)大的挑戰(zhàn)。下面將討論導(dǎo)航誤差問題，包括位置、速度、加速度、GPS／INS混合導(dǎo)航系統(tǒng)作用下的投射系統(tǒng)姿態(tài)等問題。

GPS和INS導(dǎo)航可謂各有優(yōu)缺點(diǎn)。GPS的主要優(yōu)點(diǎn)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(hào)容易丟失，也容易受到干擾，而等離子體產(chǎn)生，機(jī)動(dòng)時(shí)無法鎖定載波、干擾等因素都能造成GPS信號(hào)中斷。而INS通常是基于陀螺“慣性測量裝置”(IMU)，可實(shí)時(shí)提供精確的導(dǎo)航數(shù)據(jù)(加速度、速度、位置和姿態(tài))，具有比GPS強(qiáng)得多的抗干擾能力。因此，當(dāng)GPS受到干擾或因等離子層衰減而GPS信號(hào)中斷時(shí)，IMU可在地面目標(biāo)附近

區(qū)域提供精確導(dǎo)航。但I(xiàn)NS可能在一段時(shí)間內(nèi)會(huì)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(dǎo)航系統(tǒng)可進(jìn)行互補(bǔ)。當(dāng)兩種系統(tǒng)緊密結(jié)合成一個(gè)系統(tǒng)時(shí)，它們各自的缺點(diǎn)將會(huì)被進(jìn)一步克服。

在進(jìn)行高機(jī)動(dòng)時(shí)，早期GPS/INS系統(tǒng)難以鎖定載波回路。不過，這個(gè)問題已經(jīng)得到部分解決，目前的GPS/INS系統(tǒng)在最大值達(dá)40g的機(jī)動(dòng)時(shí)可保證可靠的性能，并使CTM實(shí)現(xiàn)米級(jí)的導(dǎo)航精度。不過，當(dāng)機(jī)動(dòng)的最大值超過40g時(shí)，對(duì)于體積更大的再入體、更快的再入速度或者當(dāng)高度機(jī)動(dòng)的再入體面臨更嚴(yán)峻的戰(zhàn)場環(huán)境時(shí)，保持GPS／INS鎖定載波的問題必然又會(huì)出現(xiàn)。在釋放突防彈頭，布撒式彈藥或UAV之前，對(duì)于能量損耗式機(jī)動(dòng)，類似的問題也將會(huì)涌現(xiàn)。再入體可執(zhí)行能量機(jī)動(dòng)，但I(xiàn)MU的加速敏感偏移可能影響精度。因此，需要對(duì)與上述機(jī)動(dòng)相關(guān)的精度問題進(jìn)行進(jìn)一步的深入評(píng)估。

制導(dǎo)與控制

如果GPS／INS系統(tǒng)足以滿足CTM的要求，那么再人體對(duì)制導(dǎo)和控制信息的氣動(dòng)反應(yīng)精度對(duì)于達(dá)到投射精度具有決定性作用。目前，美國已完成對(duì)CTM再入體設(shè)計(jì)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(dá)到所要求的米級(jí)精度所必需的控制性能是可以實(shí)現(xiàn)的。因此，CTM必須進(jìn)行飛行試驗(yàn)，這些試驗(yàn)必須演示再入體投射精度(例如，與已知絕對(duì)GPS坐標(biāo)的特定目標(biāo)相關(guān)的精度)和導(dǎo)致誤差距離的因素。這些試驗(yàn)的結(jié)果將在決定是否設(shè)計(jì)比CTM更先進(jìn)的系統(tǒng)概念時(shí)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(gè)可操縱的武器投射體，那么對(duì)再入體的末端高精度的制導(dǎo)、導(dǎo)航和控制的技術(shù)要求就會(huì)大大減少。上述的多個(gè)CPGS系統(tǒng)概念都依賴于布撒子彈藥、武器或無人機(jī)：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(jìn)行。

對(duì)子彈藥的高速布撒所面臨的重大難題是，如何在對(duì)彈藥進(jìn)行氣動(dòng)捕獲的同時(shí)控制所布撒的彈藥，以免它們與再入體再次接觸。如果實(shí)施高超聲速布撒，那么彈藥將可能需另外的熱保護(hù)措施。作為對(duì)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(gè)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(shí)面臨損耗大量再入體動(dòng)能的挑戰(zhàn)。相反，如同美國國防高級(jí)研究計(jì)劃局(DARPA)的“快眼”計(jì)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(shí)可行。

CTM－2導(dǎo)彈所設(shè)想的UAV是備選的布撒系統(tǒng)之一。該彈配備一個(gè)彈道系數(shù)極低的再入體。該再入體帶有一個(gè)鈍形再入體熱保護(hù)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(dāng)再八體充分減速時(shí)，根據(jù)設(shè)計(jì)，穩(wěn)定傘將張開主降落傘，從而使系統(tǒng)進(jìn)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(biāo)，并在得到授權(quán)后同目標(biāo)交戰(zhàn)。

上述概念大大減少了再入體導(dǎo)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(shí)的情報(bào)，監(jiān)視、偵察型UAV。

推進(jìn)系統(tǒng)技術(shù)

火箭推進(jìn)系統(tǒng)

CPGS任務(wù)的新型彈道導(dǎo)彈或助推一滑翔式飛行器將需要新型固體推進(jìn)劑助推發(fā)動(dòng)機(jī)。根據(jù)推進(jìn)劑的敏感度，這些發(fā)動(dòng)機(jī)通常分為1.1級(jí)或1.3級(jí)。1.1級(jí)推進(jìn)劑是高能推進(jìn)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(jìn)劑的處理問題較棘手；1.3級(jí)推進(jìn)劑由于不是高能的，故在相同條件下不會(huì)起爆。一種推進(jìn)劑是否是1.1級(jí)或1.3級(jí)，決定了其處理、儲(chǔ)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(jí)助推器推進(jìn)劑。

吸氣推進(jìn)系統(tǒng)

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

超燃沖壓式噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)需要使吸氣式巡航導(dǎo)彈的飛行速度達(dá)到馬赫數(shù)5以上。自20世紀(jì)50年代晚期以來，這種發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)已在實(shí)驗(yàn)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(jìn)行超燃沖壓式噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的系列試驗(yàn)飛行演示，2002年澳大利亞進(jìn)行HySHOT-2超燃沖壓式噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)、2003年和2004年美國NASA分別進(jìn)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(jìn)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(jì)劃，其目的是演示飛行速度達(dá)馬赫數(shù)6的巡航導(dǎo)彈所需的技術(shù)。