高速飛機(jī)技術(shù)發(fā)展簡(jiǎn)史

摘 要：文章簡(jiǎn)要回顧了世界主要航空強(qiáng)國(guó)高速飛機(jī)領(lǐng)域的發(fā)展歷史，將高速飛機(jī)的發(fā)展歷史分為起步階段、高速發(fā)展階段、技術(shù)高原階段和技術(shù)復(fù)興階段等4個(gè)階段，并對(duì)各個(gè)階段的典型飛機(jī)進(jìn)行了分析介紹，最后得出了幾點(diǎn)啟示以供參考。

關(guān)鍵詞：高速飛機(jī)；發(fā)展階段；簡(jiǎn)史；啟示

1 概述

更高、更快是飛機(jī)設(shè)計(jì)師永恒的追求。隨著SR-72飛機(jī)、Manta飛機(jī)等高超聲速飛機(jī)逐步出現(xiàn)，又將人類征服天空的激情推向了更高的高度?！傲_馬不是一天建成的”，高超聲速飛機(jī)技術(shù)的發(fā)展已經(jīng)走過(guò)了60余年的歷程，人類一直在追求技術(shù)的進(jìn)步。本文重點(diǎn)簡(jiǎn)述高速飛機(jī)技術(shù)發(fā)展史，探索技術(shù)發(fā)展脈絡(luò)，以期對(duì)未來(lái)高超聲速飛機(jī)的發(fā)展有所裨益。

2 發(fā)展歷程

高速飛機(jī)技術(shù)60余年的發(fā)展歷程，從型號(hào)角度來(lái)看有成功也有失敗，失敗居多，成功的寥寥可數(shù)；從技術(shù)角度來(lái)看，可以說(shuō)是持續(xù)進(jìn)步，取得了一個(gè)又一個(gè)的技術(shù)突破，大致經(jīng)歷起步、高速發(fā)展、高原期3個(gè)主要階段，目前又迎來(lái)了新一輪的技術(shù)復(fù)興，人類進(jìn)入高超聲速飛機(jī)的時(shí)代馬上來(lái)臨了。

2.1 起步階段

由于冷戰(zhàn)的需要，上世紀(jì)50年代中后期，歐美和蘇聯(lián)等航空強(qiáng)國(guó)針對(duì)水平起降高速飛機(jī)開(kāi)展了大規(guī)模的研究，主要用于戰(zhàn)略轟炸和截?fù)?，并提出了諸如TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)、鈦合金制造、面積律設(shè)計(jì)等關(guān)鍵技術(shù)。這個(gè)階段主要處于技術(shù)探索時(shí)期，歐美、前蘇聯(lián)均研制了相關(guān)飛機(jī)，但由于技術(shù)或經(jīng)費(fèi)的原因，所有項(xiàng)目最終紛紛下馬。

2.1.1 Leduc 0.22

該機(jī)是法國(guó)1956年M2戰(zhàn)斗機(jī)競(jìng)標(biāo)的一種原型機(jī)[1]，由Breguet公司的René Leduc設(shè)計(jì)，是由沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)機(jī)Leduc 0.10、Leduc 0.16和Leduc 0.21發(fā)展而來(lái)，其動(dòng)力系統(tǒng)采用串聯(lián)TBCC概念，在沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的流動(dòng)管道內(nèi)串聯(lián)布置渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)。該機(jī)于1956年12月首飛（僅使用渦輪動(dòng)力），1957年5月實(shí)現(xiàn)沖壓飛行，共試驗(yàn)飛行80次，僅生產(chǎn)了1架原型機(jī)。由于法國(guó)軍方最終選擇了采用常規(guī)渦輪動(dòng)力的幻影III，該項(xiàng)目下馬。由于機(jī)身設(shè)計(jì)沒(méi)有考慮面積律分布，該原型機(jī)被證明不能實(shí)現(xiàn)超音速飛行。主要參數(shù)見(jiàn)表1。

2.1.2 Avro 730

1954年英國(guó)皇家空軍提出的遠(yuǎn)程超音速戰(zhàn)略偵察機(jī)項(xiàng)目OR.330，需要能夠潛入前蘇聯(lián)領(lǐng)空并且躲避敵防空力量。設(shè)計(jì)指標(biāo)為18km高度M2.5巡航，最大M3.0，航程9260km，后續(xù)又加入了執(zhí)行轟炸的能力。Avro飛機(jī)公司的Type 730方案作為競(jìng)標(biāo)方案之一，原型機(jī)在制造階段該項(xiàng)目取消，取消原因推測(cè)是英國(guó)軍方認(rèn)為10年后飛機(jī)服役時(shí)無(wú)法應(yīng)對(duì)前蘇聯(lián)防空導(dǎo)彈技術(shù)的發(fā)展。Avro 730的研究工作為后來(lái)的超音速客機(jī)協(xié)和號(hào)的研制提供了技術(shù)儲(chǔ)備。Avro 730方案采用大長(zhǎng)細(xì)比機(jī)身鴨式布局，為降低超音速阻力采用埋入式座艙，發(fā)動(dòng)機(jī)艙布置在機(jī)翼上，單側(cè)4臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)周向?qū)ΨQ布置，采用共用的錐形壓縮軸對(duì)稱進(jìn)氣道。主要參數(shù)見(jiàn)表2。

美國(guó)空軍遠(yuǎn)程戰(zhàn)略轟炸機(jī)B-70的原型機(jī)，由北美航空公司研制，1964年實(shí)現(xiàn)首飛，項(xiàng)目總經(jīng)費(fèi)15億美元。由于地對(duì)空導(dǎo)彈和遠(yuǎn)程洲際彈道導(dǎo)彈的發(fā)展，以及較高的研制經(jīng)費(fèi)，B-70項(xiàng)目于1961年取消。盡管項(xiàng)目取消，XB-70仍然生產(chǎn)了2架用于1964～1969年的超音速飛行試驗(yàn)，其中一架原型機(jī)于1966年失事，試飛得到的數(shù)據(jù)和結(jié)構(gòu)材料的研究成果用于了B-1轟炸機(jī)的發(fā)展。

當(dāng)時(shí)美國(guó)空軍提出的需求是能夠從美國(guó)本土起飛，可攜帶核彈實(shí)現(xiàn)對(duì)前蘇聯(lián)的轟炸打擊，要求轟炸機(jī)有不需空中加油遠(yuǎn)程飛行和大載彈量的能力，同時(shí)能夠以超音速實(shí)現(xiàn)突防和逃逸。1955年有6家公司競(jìng)標(biāo)，最終選擇波音和北美航空公司的設(shè)計(jì)方案。初始方案為可拋式帶副油箱外翼，攜帶外翼時(shí)采用M0.9亞音速巡航，拋出外翼后實(shí)現(xiàn)超音速飛行，最大起飛重量約340t，美國(guó)空軍評(píng)估認(rèn)為該方案噸位過(guò)大且使用復(fù)雜。1956年波音和北美航空公司都修改了設(shè)計(jì)方案，新方案在全任務(wù)階段均以Ma3超音速巡航，都采用大長(zhǎng)細(xì)比機(jī)身和三角翼布局形式，不同之處在于北美航空公司的方案發(fā)動(dòng)機(jī)采用機(jī)身下并列布置，波音的方案采用翼下吊裝發(fā)動(dòng)機(jī)布置形式。美國(guó)空軍在1957年對(duì)波音和北美航空公司的方案進(jìn)行了評(píng)估，美國(guó)空軍的設(shè)計(jì)要求包括：該型飛機(jī)能夠以Ma3.0～3.2巡航飛行，飛臨目標(biāo)上空的高度為22km，航程不小于16900km，最大起飛重量不超過(guò)222t，并且可以沿用B-52同樣的機(jī)庫(kù)、跑道和操作流程。最終北美航空公司贏得了競(jìng)標(biāo)，于1958年開(kāi)展詳細(xì)設(shè)計(jì)工作。

XB-70的設(shè)計(jì)特點(diǎn)包括：大長(zhǎng)細(xì)比機(jī)身、帶有鴨翼的三角翼布局形式，翼尖部分在高速飛行時(shí)可向下偏轉(zhuǎn)。6臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)水平并列布置在機(jī)身下方，1個(gè)進(jìn)氣道同時(shí)為3臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)供氣。機(jī)體大面積采用蜂窩夾層結(jié)構(gòu)形式，在機(jī)頭和機(jī)翼前緣采用鈦合金材料，同時(shí)也采用燃油對(duì)機(jī)體進(jìn)行降溫。主要參數(shù)見(jiàn)表3。

2.1.4 Sukhoi T-4

Sukhoi T-4是60年代前蘇聯(lián)的高速戰(zhàn)略轟炸機(jī)方案，和美國(guó)當(dāng)時(shí)發(fā)展的XB-70相似。蘇霍伊設(shè)計(jì)局以3200km/h的設(shè)計(jì)巡航速度擊敗了Yakolev和Tupolev設(shè)計(jì)局，在1964年開(kāi)始了原型機(jī)的制造。原型機(jī)于1972年8月首飛，共飛行10次，最大飛行速度僅達(dá)到了M1.3。該項(xiàng)目于1974年取消，由于當(dāng)時(shí)蘇聯(lián)空軍需求T-4大約250架，而當(dāng)時(shí)的爭(zhēng)論是應(yīng)該需要更切合實(shí)際的戰(zhàn)斗機(jī)而不是這種巨大的飛行目標(biāo)。T-4轟炸機(jī)大部分采用鈦合金和不銹鋼材料制造，起降時(shí)機(jī)頭可以下偏提供較好的視野。主要參數(shù)見(jiàn)表4。

2.2 高速發(fā)展階段

在該發(fā)展階段，處于冷戰(zhàn)鐵幕籠罩下的美國(guó)和俄羅斯在高速飛機(jī)領(lǐng)域技術(shù)發(fā)展迅速，美國(guó)發(fā)展類SR-71系列飛機(jī)，主要用于高空高速偵察和打擊；俄羅斯發(fā)展了MiG-25系列飛機(jī)，主要用于超音速截?fù)?、偵察機(jī)，都取得了巨大的成功，實(shí)現(xiàn)了M3+級(jí)高速飛機(jī)的實(shí)用性技術(shù)跨越，尤其在高速氣動(dòng)布局、推進(jìn)系統(tǒng)、結(jié)構(gòu)材料領(lǐng)域進(jìn)步巨大。

2.2.1 SR-71系列

（1）A-12

由凱利·約翰遜設(shè)計(jì)，洛克希德臭鼬工廠為美國(guó)中情局制造的高速偵察機(jī)。A-12于1962年首飛， 1963年開(kāi)始服役，是YF-12和SR-71的先驅(qū)機(jī)型，1968年全面退役，直到90年代中期該項(xiàng)目才公之于眾。由于中情局為降低U-2飛機(jī)雷達(dá)散射面積的彩虹計(jì)劃失敗，于是洛克希德公司在1957年開(kāi)始發(fā)展一型可以對(duì)前蘇聯(lián)進(jìn)行偵察的飛機(jī)，設(shè)計(jì)代號(hào)大天使（Archangel）。1960年A-12方案（第12個(gè)設(shè)計(jì)方案）贏得競(jìng)標(biāo)，獲得了中情局12架飛機(jī)的訂單，代號(hào)牛車計(jì)劃（Oxcart）。在1962年A-12配裝J-75發(fā)動(dòng)機(jī)，可以達(dá)到M2.0；1963年換裝J-58發(fā)動(dòng)機(jī)，達(dá)到了M3.2。在整個(gè)生產(chǎn)周期內(nèi)，共生產(chǎn)了18架飛機(jī)，包括12架A-12偵察機(jī)、1架A-12教練機(jī)（串列雙座）、3架YF-12A截?fù)魴C(jī)和2架M-21無(wú)人偵察機(jī)載機(jī)。A-12在1967年重點(diǎn)部署在日本沖繩的美軍基地，用于對(duì)越南和朝鮮的偵察任務(wù)，1968年雙座SR-71開(kāi)始服役，同時(shí)考慮到受國(guó)防裝備預(yù)算的限制， A-12退役。主要參數(shù)見(jiàn)表5。

（2）YF-12

由A-12發(fā)展而來(lái)的高空高速截?fù)魴C(jī)的原型機(jī)，于1963年首飛，共生產(chǎn)了3架。其背景是1959年F-108高速截?fù)魴C(jī)計(jì)劃取消，而洛克希德在中情局牛車計(jì)劃下研制成功了A-12，設(shè)計(jì)師凱利·約翰遜又有意發(fā)展A-12的戰(zhàn)斗機(jī)改型AF-12，于是美國(guó)空軍在60年代中期訂購(gòu)了3架AF-12，后來(lái)稱為YF-12A截?fù)魴C(jī)。1965年美國(guó)空軍準(zhǔn)備采購(gòu)93架生產(chǎn)型的F-12B，但是由于越戰(zhàn)開(kāi)銷較大沒(méi)有獲得國(guó)防部的審批，而后來(lái)由于美國(guó)不優(yōu)先發(fā)展國(guó)土防空力量，F(xiàn)-12B計(jì)劃于1968年被取消。盡管如此，YF-12A后來(lái)用于NASA的飛行研究。

YF-12A在A-12的基礎(chǔ)上為了安裝雷達(dá)修改了機(jī)頭形狀，并且改為雙座，為增加航向穩(wěn)定性在發(fā)動(dòng)機(jī)艙下方加裝了腹鰭。A-12的4個(gè)偵察設(shè)備艙其中的3個(gè)改為彈艙，1個(gè)用于安裝火控系統(tǒng)。在試飛中YF-12A在M3.2約23km高度成功發(fā)射了AIM-47A空空導(dǎo)彈。主要參數(shù)見(jiàn)表6。

（3）SR-71

SR-71采用串列雙座，前座為飛行員，后座為偵察設(shè)備操作員。為確保飛行員高空高速安全飛行，設(shè)計(jì)了增壓座艙，并使用像航天員一樣的增壓服。SR-71的機(jī)體結(jié)構(gòu)85%采用鈦合金，其余大部分為復(fù)合材料，其生產(chǎn)線采用了全新的工藝來(lái)實(shí)現(xiàn)鈦合金的焊接。為解決M3長(zhǎng)時(shí)間飛行氣動(dòng)加熱問(wèn)題， SR-71的內(nèi)翼蒙皮大部分采用褶皺式設(shè)計(jì)，因?yàn)轱w行產(chǎn)生的氣動(dòng)加熱會(huì)使光滑的蒙皮彎曲或撕裂，而褶皺的蒙皮可以抵抗氣動(dòng)加熱帶來(lái)的膨脹；機(jī)身油箱在地面停機(jī)時(shí)有縫隙，在起飛時(shí)會(huì)漏油，SR-71每次執(zhí)行任務(wù)需要先進(jìn)行短暫的加速飛行，利用機(jī)體的熱膨脹來(lái)封閉油箱，再進(jìn)行空中加油后執(zhí)行偵察任務(wù)。SR-71采用隱身設(shè)計(jì)概念，包括從機(jī)頭開(kāi)始的大面積曲線脊線和內(nèi)傾雙垂尾，同時(shí)在燃油中加入了銫化合物來(lái)降低發(fā)動(dòng)機(jī)噴流的雷達(dá)信號(hào)，并且配以吸波材料和深色涂裝。SR-71裝有電子對(duì)抗系統(tǒng)，但其最大的自衛(wèi)能力還是飛行的高度和速度。SR-71采用的脊線不僅降低了雷達(dá)散射面積，而且提供了額外的渦升力來(lái)降低起降速度，并且提高了失速迎角，但SR-71的縱向過(guò)載限制為3g，是由進(jìn)氣道能力限制的。SR-71的進(jìn)氣道采用軸對(duì)稱可調(diào)混壓式進(jìn)氣道，中心錐可以前后伸縮，亞跨音速時(shí)位于最前端位置，在高度9km、M>1.6進(jìn)氣道中心錐開(kāi)始調(diào)節(jié)，M3.2時(shí)收至最后端位置。在高速飛行時(shí)如果一側(cè)進(jìn)氣道出現(xiàn)不起動(dòng)現(xiàn)象，為避免推力不對(duì)稱產(chǎn)生過(guò)大的偏航力矩，通過(guò)進(jìn)氣道調(diào)節(jié)系統(tǒng)也使另一側(cè)的進(jìn)氣道不起動(dòng)，然后再同時(shí)起動(dòng)兩個(gè)進(jìn)氣道。

1968年SR-71首次部署在日本沖繩的美軍基地，主要完成對(duì)越南、老撾等國(guó)的偵察任務(wù)，執(zhí)行任務(wù)頻率越來(lái)越高，從開(kāi)始的一周一次到1972年的幾乎一天一次。SR-71黑鳥(niǎo)系列飛機(jī)（包括A-12和YF-12）在服役期間共執(zhí)行任務(wù)3000余次，總計(jì)執(zhí)行任務(wù)時(shí)間超過(guò)11000小時(shí)，其中超過(guò)2700小時(shí)是M3以上的高速飛行。在1970年以后，美國(guó)空軍將注意力和投資集中在新項(xiàng)目B-1、B-2和B-52的升級(jí)上，同時(shí)由于SR-71的停產(chǎn)、缺少數(shù)據(jù)鏈功能（在戰(zhàn)術(shù)層面上不能及時(shí)提供信息）和軍方內(nèi)部對(duì)SR-71的一些誤解，促使SR-71于1989年退役。而由于中東局勢(shì)日益緊張，美國(guó)國(guó)會(huì)在1993年又重新對(duì)SR-71飛機(jī)進(jìn)行了評(píng)估，認(rèn)為除了衛(wèi)星的戰(zhàn)略偵察之外還需要生存能力強(qiáng)的戰(zhàn)術(shù)偵察機(jī)，而當(dāng)時(shí)無(wú)人偵察機(jī)還不成熟，于是國(guó)會(huì)投入7.25億美元重啟3架SR-71飛行執(zhí)行偵察任務(wù)，最主要的更改是加入了數(shù)據(jù)鏈功能。然而在1996年，由于無(wú)人機(jī)的發(fā)展，美國(guó)空軍停止了對(duì)SR-71飛行的資金投入，最終SR-71于1998年完全退役。

SR-71系列飛機(jī)采用的普惠公司J58發(fā)動(dòng)機(jī)是帶有壓氣機(jī)旁路系統(tǒng)的單級(jí)軸流式渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)。長(zhǎng)度5.44m，直徑1.45m，重量2700kg，壓氣機(jī)9級(jí)、渦輪2級(jí)，海平面最大加力推力150kN。J-58發(fā)動(dòng)機(jī)采用高燃點(diǎn)的JP-7煤油燃料，JP-7燃料同時(shí)作為熱沉用來(lái)冷卻發(fā)動(dòng)機(jī)、液壓系統(tǒng)、環(huán)控系統(tǒng)和氣動(dòng)加熱嚴(yán)重的機(jī)體結(jié)構(gòu)。三乙基硼作為催化劑來(lái)點(diǎn)燃高燃點(diǎn)的JP-7燃料。三乙基硼采用氮?dú)庠鰤簝?chǔ)箱（每臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的三乙基硼儲(chǔ)箱容積600m3）儲(chǔ)存，可以完成至少16次的發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)和加力燃燒室的點(diǎn)火。在M3.2飛行時(shí)，常規(guī)的渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)由于進(jìn)氣總溫的提高會(huì)使壓氣機(jī)效率和喘振裕度降低，并且會(huì)產(chǎn)生壓氣機(jī)葉片的疲勞問(wèn)題。為實(shí)現(xiàn)高速飛行J58發(fā)動(dòng)機(jī)通過(guò)6個(gè)外部管路將20%進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)的流量從第四級(jí)壓氣機(jī)直接引到加力燃燒室內(nèi)部參與燃燒，來(lái)提高高速飛行時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)的整體效率。

2.2.2 MiG-25系列

（1）MiG-25

MiG-25飛機(jī)是前蘇聯(lián)Mikoyan-Gurevich設(shè)計(jì)局研制的超音速截?fù)?、偵察機(jī)，原型機(jī)于1964年首飛，1970年正式服役，可攜帶大功率雷達(dá)和4枚空空導(dǎo)彈，MiG-25的問(wèn)世間接加速了美國(guó)F-15戰(zhàn)斗機(jī)的發(fā)展。MiG-25于1984年停產(chǎn)，共生產(chǎn)了1190架，目前仍有少量MiG-25在俄羅斯和其他一些國(guó)家服役。MiG-25是飛行速度第二快的軍用飛機(jī)，僅次于SR-71。

MiG-25的發(fā)展背景是前蘇聯(lián)廣闊國(guó)土的防空需求，來(lái)應(yīng)對(duì)美國(guó)的高空偵察機(jī)U-2和B-47、B-52、B-58等轟炸機(jī)，在1958年提出截?fù)魴C(jī)的需求，要求該型飛機(jī)能夠達(dá)到3000km/h的速度和27km的高度。MiG-25可以實(shí)現(xiàn)M3+的飛行，最大M數(shù)達(dá)到了3.2，但是由于發(fā)動(dòng)機(jī)超速和超溫會(huì)造成永久性的損壞，MiG-25的最大速度限制在M2.83。為解決高速飛行時(shí)的氣動(dòng)加熱和強(qiáng)度問(wèn)題，MiG-25機(jī)翼和機(jī)身采用不銹鋼承力結(jié)構(gòu)，由于加工工藝和成本的問(wèn)題沒(méi)有大面積采用鈦合金，MiG-25由80%鎳合金、11%鋁合金和9%的鈦合金構(gòu)成。

MiG-25系列主要型號(hào)有MiG-25P（單座全天候截?fù)魴C(jī)）、MiG-25PD（截?fù)魴C(jī)改進(jìn)型，更新了發(fā)動(dòng)機(jī)、雷達(dá)和導(dǎo)彈）、MiG-25R（單座高空偵察機(jī)）、MiG-25RB（偵察機(jī)改進(jìn)型，可攜帶500kg炸彈）。主要參數(shù)（MiG-25P）見(jiàn)表8。

（2）MiG-31

MiG-31是MiG-25的后續(xù)發(fā)展型號(hào)，由單座改為雙座，由米高揚(yáng)設(shè)計(jì)局研制。1975年首飛，1982年開(kāi)始服役于俄羅斯和哈薩克斯坦空軍，共制造大約400架。2010年啟動(dòng)了米格31的升級(jí)計(jì)劃，稱為MiG-31 BM，預(yù)計(jì)到2020年實(shí)現(xiàn)60架以上米格31的升級(jí)，俄羅斯預(yù)計(jì)MiG-31于2028年全面退役。和MiG-25相比，MiG-31加強(qiáng)了機(jī)身和機(jī)翼的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，更換了更大推力的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，最大M數(shù)仍限制在2.83，采用了先進(jìn)的相控陣?yán)走_(dá)和導(dǎo)彈。主要參數(shù)見(jiàn)表9。

2.3 技術(shù)高原期

Ma3+飛機(jī)的成功極大增強(qiáng)了人們對(duì)高速技術(shù)的信心，對(duì)采用水平起降單級(jí)入軌并能返回降落的可重復(fù)使用空天飛機(jī)產(chǎn)生很大的興趣。美國(guó)在上世紀(jì)80年代開(kāi)始了NASP計(jì)劃（國(guó)家空天飛機(jī)計(jì)劃），歐洲也開(kāi)始了S NGER空天飛機(jī)的研制。由于技術(shù)過(guò)于超前，上述計(jì)劃全部失敗，但是諸如計(jì)算流體力學(xué)、高速風(fēng)洞試驗(yàn)、熱材料、熱管理等高超聲速重大關(guān)鍵技術(shù)得到了發(fā)展，進(jìn)一步促使美國(guó)在90年代后期開(kāi)始考慮發(fā)展高超聲速飛機(jī)。

2.3.1 X-33

X-33飛機(jī)是美國(guó)國(guó)家空天飛機(jī)計(jì)劃（NASP）的產(chǎn)物[2，3]，NASA選擇洛馬公司于1996年開(kāi)始研制（與波音和麥道競(jìng)爭(zhēng)），作為無(wú)人、重復(fù)使用的空天飛機(jī)技術(shù)驗(yàn)證機(jī)（單級(jí)入軌SSTO，垂直發(fā)射重復(fù)使用RLV），重點(diǎn)驗(yàn)證熱防護(hù)系統(tǒng)、液氫燃料復(fù)合材料低溫儲(chǔ)箱、氣動(dòng)（aerospike）發(fā)動(dòng)機(jī)、自主飛行控制、升力體氣動(dòng)力特性等。該項(xiàng)目由于飛行的不穩(wěn)定性和超重等技術(shù)問(wèn)題于2001年取消，當(dāng)時(shí)已經(jīng)完成了原型機(jī)85%的裝配工作，而且發(fā)射裝置已經(jīng)100%完成。尤其是在1999年的測(cè)試中，多瓣復(fù)合材料燃料儲(chǔ)箱在充填燃料和壓力測(cè)試中失敗直接導(dǎo)致項(xiàng)目取消，NASA已經(jīng)投入了9.22億美元，洛馬公司投入了3.57億美元。主要參數(shù)見(jiàn)表10。

2.3.2 S NGER

SNGER空天飛機(jī)是德國(guó)20世紀(jì)80～90年代的兩級(jí)入軌高超音速飛行器概念方案。1987年德國(guó)政府資助梅塞施密特公司開(kāi)展兩級(jí)入軌的研究，之后在德國(guó)的高超音速技術(shù)項(xiàng)目下資助至1993年。項(xiàng)目于1994年取消，是由于發(fā)展這種飛行器費(fèi)用高昂，僅能比當(dāng)時(shí)的阿里亞納5號(hào)火箭投送載荷降低10～30%的成本。

第一級(jí)飛行器EHTV機(jī)長(zhǎng)84.5m，翼展41.4m，總重254t，空重156t。采用6發(fā)渦輪沖壓組合動(dòng)力和液氫燃料，海平面比沖3600s，高空高速比沖1200s。能夠以M4.4巡航飛行，俯沖至M6投放二級(jí)載荷，載荷分離高度37km。第二級(jí)飛行器Horus機(jī)長(zhǎng)27.6m，翼展15.6m，總重112t，空重32.6t。采用單發(fā)ATCRE液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)（液氧/液氫燃料），比沖490s。

2.4 技術(shù)復(fù)興階段

雖然技術(shù)高原期經(jīng)歷了較多的項(xiàng)目下馬和技術(shù)失敗，但是為迎來(lái)技術(shù)的全面復(fù)興奠定了技術(shù)基礎(chǔ)。航空巨頭波音公司和洛馬公司分別提出了各自的高超聲速飛機(jī)方案和發(fā)展路線圖，揭起了又一輪高速飛機(jī)技術(shù)研究熱潮[4]。

2.4.1 Manta計(jì)劃

Manta計(jì)劃由美國(guó)空軍牽頭，美國(guó)航空工業(yè)的巨頭--波音公司承擔(dān)的臨近空間偵察、打擊平臺(tái)研究項(xiàng)目，2007年啟動(dòng)，預(yù)計(jì)型號(hào)于2025首飛，計(jì)劃分兩階段發(fā)展。

Manta布局方案由波音公司提出[5，6]。采用渦輪基雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，機(jī)頭三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣小展弦比大后掠翼身融合布局，機(jī)長(zhǎng)22.9米、翼展13.4米、機(jī)高5.4米，起飛總重84噸，載荷2.5噸，翼載273kg/m2。全機(jī)總體布置非常緊湊，機(jī)身主要布置進(jìn)排氣系統(tǒng)和動(dòng)力系統(tǒng)，占到全機(jī)投影面積的一半以上。采用內(nèi)外混壓不可調(diào)內(nèi)并聯(lián)進(jìn)氣道、大膨脹比單邊膨脹噴管。采用大后掠凸前緣三角翼布局，外漏翼面積非常小，屬于典型的高速布局；全機(jī)僅四塊舵面（兩塊升降副翼、兩塊方向舵），氣動(dòng)力控制難度較大。

2.4.2 SR-72飛機(jī)

美國(guó)國(guó)防高級(jí)研究計(jì)劃局（DARPA）和美國(guó)空軍的支持項(xiàng)目。洛克希德公司表示將研制SR-72飛機(jī)，用于替代SR-71飛機(jī)，用于高超聲速情報(bào)、監(jiān)視和偵察（ISR）和打擊，屬于獵鷹計(jì)劃中HTV-3X的后續(xù)發(fā)展平臺(tái)[7]，該平臺(tái)預(yù)計(jì)在2018年進(jìn)入驗(yàn)證機(jī)開(kāi)發(fā)階段。采用雙發(fā)設(shè)計(jì)的SR-72飛機(jī)巡航速度為馬赫數(shù)6，是SR-71飛機(jī)速度的兩倍，并針對(duì)打擊目標(biāo)進(jìn)行能力優(yōu)化。驗(yàn)證機(jī)將在2018年開(kāi)始研制，并在2023年實(shí)現(xiàn)首飛，裝備型可在2030年交付部隊(duì)。

SR-72的發(fā)展將以有人駕駛的飛行研究機(jī)（FRV）為起點(diǎn)，該研究機(jī)長(zhǎng)約18.3米，動(dòng)力裝置為單臺(tái)全尺寸推進(jìn)系統(tǒng)。驗(yàn)證機(jī)大小與F-22相當(dāng)，采用單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)，并能以馬赫數(shù)6飛行數(shù)分鐘。設(shè)想中的實(shí)用型飛行器SR-72將是雙發(fā)無(wú)人飛行器，機(jī)長(zhǎng)超過(guò)100英尺（30.5米）。推進(jìn)系統(tǒng)艙安裝在機(jī)身靠近內(nèi)側(cè)的位置，集成有組合推進(jìn)系統(tǒng)以及渦輪-沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣道。與昔日HTV-3X的設(shè)計(jì)差異在于采用了僅適用于小尺寸渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)（戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)級(jí)）的低阻設(shè)計(jì)。在氣動(dòng)布局方面，前體表現(xiàn)為有考慮在高速下為進(jìn)氣道來(lái)流提供壓縮，但是并非像X-51A那樣的乘波體布局。NASA蘭利研究中心表示并不主張采用乘波體布局。洛馬公司研究發(fā)現(xiàn)如果想要乘波體的優(yōu)勢(shì)僅體現(xiàn)在對(duì)應(yīng)的巡航速度狀態(tài)，因此如果要利用氣動(dòng)優(yōu)勢(shì)，那么飛行器的燃料必須主要用于巡航段。但是事實(shí)上，高超聲速飛行器的設(shè)計(jì)通常在加速段消耗較多燃料，因此必須讓飛行器在加速段具有較高效率。采用大的發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道和氣動(dòng)布局顯示SR-72概念基本沒(méi)有考慮隱身問(wèn)題。臭鼬工廠工程和先進(jìn)系統(tǒng)副總裁Al·羅米格表示“速度將是新的‘隱身能力”。這意味著高超聲速飛行器無(wú)需過(guò)多考慮低可探測(cè)問(wèn)題。雖然表面可以涂有雷達(dá)吸收材料，尖銳前緣的熱防護(hù)要求可能是更為重要的問(wèn)題。類似HTV-3X，該飛行器可能采用熱金屬前緣和“熱/加熱”金屬主結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)以處理較高熱流密度載荷。

SR-72在設(shè)計(jì)時(shí)除考慮凌空ISR能力外，還同時(shí)考慮了利用導(dǎo)彈的打擊能力。從馬赫數(shù)6飛行的平臺(tái)發(fā)射的武器無(wú)需助推器，將顯著減少重量。擁有更高速度的SR-72將能探測(cè)和打擊更加敏捷的目標(biāo)。即使是馬赫數(shù)3的SR-71，被偵察目標(biāo)仍可提前注意到飛機(jī)的來(lái)襲，但是對(duì)于馬赫數(shù)6的飛機(jī)而言，根本沒(méi)有足夠的時(shí)間來(lái)隱藏移動(dòng)目標(biāo)。

3 啟示

通過(guò)上文對(duì)水平起降臨近空間高速飛機(jī)發(fā)展歷程的梳理，我們可得到三點(diǎn)啟示：

（1）高超聲速飛機(jī)的新一輪發(fā)展正露頭角。高超聲速飛機(jī)的發(fā)展已經(jīng)經(jīng)過(guò)半個(gè)多世紀(jì)，中間走了很多彎路，也取得了很大的成績(jī)，隨著動(dòng)力、材料、平臺(tái)等關(guān)鍵技術(shù)的日益成熟，現(xiàn)在又迎來(lái)了高超聲速飛機(jī)發(fā)展的黃金時(shí)期。

（2）高超聲速飛機(jī)的主要技術(shù)路線已經(jīng)初露端倪。從Manta和SR-72飛機(jī)的方案來(lái)看，采用基于吸氣式動(dòng)力的組合動(dòng)力系統(tǒng)的高超聲速飛機(jī)將是重要的發(fā)展方向，平臺(tái)技術(shù)特征和發(fā)展路線已經(jīng)逐步明確，在未來(lái)20年內(nèi)將形成裝備，臨近空間作戰(zhàn)武器初露端倪。

（3）國(guó)外技術(shù)基礎(chǔ)雄厚，技術(shù)延續(xù)性很強(qiáng)。國(guó)外水平起降臨近空間高速飛機(jī)的發(fā)展是在上世紀(jì)五、六十年代Ma3+飛機(jī)和八十年代X-33空天飛機(jī)的技術(shù)基礎(chǔ)上發(fā)展起來(lái)的，技術(shù)的繼承性很強(qiáng)，現(xiàn)在發(fā)展Ma7+平臺(tái)水到渠成，這一點(diǎn)值得我們注意。

參考文獻(xiàn)

[1]France National Report，F(xiàn)rancois Falempin 16th AIAA/DGLR Spaceplanes & Hypersonic Systems & Technologies Conference Bremen[R]. 19-22 October， 2009.

[2]T. Kokan J.R. Olds V. Hutchinson J.D. Reeves ，Aztec： A TSTO Hypersonic Vehicle Concept Utilizing TBCC and HEDM Propulsion Technologies[C].GA 40th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference And Exhibit， 11-14 July 2004 Fort Lauderdale， AIAA 2004-3728.

[3]USA Applied Hypersonics， 16th AIAA/DLR/DGLR International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference 19-22 Oct 2009， Thomas A. Jackson， Ph.D. Aerospace Propulsion Division Propulsion Directorate Air Force Research Laboratory[C].

[4]NATIONAL AEROSPACE INITIATIVE ，Committee on the National Aerospace Initiative Air Force Science and Technology Board Division on Engineering and Physical Sciences[R].

[5] Brian Zuchowski.AIR VEHICLE INTEGRATION AND TECHNOLOGY RESEARCH （AVIATR） Delivery Order 0023： Predictive Capability for Hypersonic Structural Response and Life Prediction： Phase II-Detailed Design of Hypersonic Cruise Vehicle Hot-Structure [R]. AFRL-RQ-WP-TR-2012-0280.

[6]George G eorge Tzong， Richard Jacobs， and Salvatore Liguore The Boeing Company. AIR VEHICLE INTEGRATION AND TECHNOLOGY RESEARCH （AVIATR） Task Order 0015： Predictive Capability for Hypersonic Structural Response and Life Prediction： Phase 1-Identification of Knowledge Gaps， Volume 1-Nonproprietary Version[R]. AFRL-RB-WP-TR-2010-3068，V1.

[7]C. R. McClinton， J. L. Hunt， and R. H. Ricketts， Hampton VA P. Reukauf， Edwards， CA and C. L. Peddie， Cleveland， OH，Airbreathing Hypersonic Technology Vision Vehicles and Development Dreams[C]. AIAA 99-4978.

作者簡(jiǎn)介：侯曉輝（1972，01-），女，漢族，沈陽(yáng)飛機(jī)設(shè)計(jì)所從事基礎(chǔ)預(yù)研項(xiàng)目管理工作。