导读：美《航空周刊》长期跟踪高超声速领域的资深编辑盖伊·诺里斯2020年6月16日在《航空周刊》网站发表长文，通过与美高超声速领域军地高级官员和资深专家的访谈和摘录，从若干方面详细论述了从小尺寸、一次性的高超声速导弹到大尺寸、可重复使用的高超声速飞行平台（含飞机和两级入轨飞行器等）所面临的巨大技术跨度和关键问题，包括推进、机体／推进一体化、尺寸、材料、涂层和工业基础能力等六个方面。虽然实际问题远不止这个六个方面，但就这六个方面的问题来说，本文论述的观点具有很好的参考价值。特别是相关领域专家的论述，总结了他们多年高超声速科研实践得出的宝贵经验。观点明确，通俗易懂，且含有大量经验数据。因此，特编译此文，供参考借鉴。

美国正在开展高超声速助推滑翔导弹和巡航导弹研发，预计未来几年内就可以投入战场。但围绕尺寸更大的、定位于打击与侦察／高速民用和军用运输／甚至多级入轨等任务的高超声速飞行平台（编者注：如高超声速飞机和两级入轨飞行器等），目前仍有大量科研工作需要做。美国此前开展的高超声速助推滑翔飞行器和吸气式超燃冲压验证飞行器等科研项目取得了一系列研究成果。美国防部国防现代化研究与工程局局长马克·刘易斯表示，“我们可以确信，设计研制能够产生正推力的超燃冲压发动机已不存在技术障碍。但从一次性使用的助推滑翔飞行器和巡航飞行器跨越到可重复使用的高超声速飞机，这中间还要做大量的（科研）工作。如发动机与机体的一体化，特别是推进系统的模态转换问题。我们需要一个可以从马赫数0加速到马赫数5或6、然后再减速到马赫数0的推进系统，我们正在开展这项研究（编者注：美国防部国防高级研究计划局DARPA即将在2021年完成一型马赫数0～5＋全尺寸涡轮基冲压组合发动机地面集成验证）。但问题是，这应该是一台组合发动机还是多台发动机的组合？我能够直接从涡轮转到亚燃冲压／超燃冲压发动机吗？我是否需要做一些中间过渡措施？”尽管超燃冲压发动机已经有几十年的研究经验了，但各种有竞争力的推进概念仍在不断涌现。因此，超燃冲压发动机还是（编者注：唯一）正确的答案吗？刘易斯表示，“我个人认为不一定。我们应该尽量放开思想，认真思考是否还有其他的高速推进选项。我不想现在就收敛我们的技术路线。”

一、推进系统的潜在可选方案除了涡轮基冲压组合发动机以外（编者注：即TBCC，目前是美国军民用高超声速飞机动力系统的主流技术路线，也是美国航空航天局NASA开展两级入轨飞行器第一级动力研究的主要技术路线），目前正在研究的多类推进方案都有作为马赫数0～6＋高超声速飞行器动力的潜力。一类是采用液氢作为热沉和燃料的动力，包括日本航宇研发机构（JAXA）研究的ATREX空气涡轮冲压膨胀循环发动机、俄罗斯研究的ATRDC深度预冷空气涡轮火箭发动机、（编者注：美国MSE公司）综合了深度预冷涡轮与液体火箭的KLIN发动机、以及吸气式火箭发动机等。一类是正在兴起的旋转和脉冲爆震发动机以及磁流体／磁－等离子体发动机，其中有研究认为，将脉冲爆震火箭发动机与引射冲压、亚燃冲压、超燃冲压和火箭等模态组合起来，可用于实现太空进入。另外还有一个备选方案就是英国反作用发动机公司（REL）正在研制的“佩刀”协同吸气式火箭发动机，研发团队在2019年10月完成了预冷却器样机在马赫数5条件下的地面考核试验。刘易斯认为，“液态空气循环发动机和深度预冷循环发动机的整个理念都极具发展前景。我不知道它们最终是否能够成功研制出来，但它们看上去都有独到的优势。我真正关心的是我们（必须）保持充分多样化的研发路线，确保给各类概念都留有足够的发展空间。”

二、机体／推进一体化随着速度和高度增加，吸气式飞行器都必须满足一个相对较小的飞行包线的约束。碳氢燃料超燃冲压发动机需要从马赫数3开始启动，燃料热值限制了它最多只能飞到马赫数7．5，而氢燃料则可以将这个速度极限扩展到马赫数14。从飞行高度来看，大多数双模态超燃冲压发动机飞行包线的上边界都限定在500磅力／平方英尺（psf，约合24千帕，24kPa），即从，马赫数5／高度30千米到马赫数15／高度45千米的动压线；下边界一般受结构强度限制，限定在2000磅力／平方英尺（psf，约合98千帕，96kPa），即从马赫数2．5／高度12千米到马赫数14／高度33千米的动压线。此外，需要面临的挑战还有：设计条件随着马赫数变化带来的气动特性变化而更加复杂；优化机翼面积来适应多种飞行模态；高载油系数的飞行器布局设计；以及设计恰当的进气道和尾喷管尺寸，这两个部件的最优外形设计理论上会紧密随着马赫数变化而显著变化。刘易斯表示，“我们知道怎么设计一个好的进气道，但不知道什么是最好的进气道设计。这里面仍然有大量的研发和优化工作需要做。”高推阻比对于快速加速到马赫数5＋至关重要。研究人员发现进气流量与发动机推力必须高度匹配才能在各速度段都获得2以上的推阻比。与此同时，为了使飞行器能够顺利跨过马赫数1附近的跨声速段，一方面进气道既要足够大以便捕获足够多的空气来获得足够的推力，另一方面进气道和尾喷管又要足够小以便减小飞行器的阻力。波音公司高超声速首席科学家鲍卡特表示，“设计进气道要面临方方面面的挑战，要兼容大范围变化的空气流量捕获要求（通常以捕获面积计算）和收缩比要求（实现高压比和来流稳定性），还要确保进气畸变足够低和溢流阻力足够小。而以上每个参数的具体要求都会随着马赫数、高度和攻角等飞行参数的大范围变化而变化。”刘易斯也认为，“过去这么多年，我接触了非常多的高超声速飞行器概念设计，决定它们最终气动外形方案的往往都不是它们的高超声速性能要求，而是跨声速性能要求。你可以设计出一个在马赫数5、6、7或8有良好性能的气动外形，但它们都没法跨过马赫数1。推阻平衡在跨声速段总是无法接续上。我们在设计导弹的时候，总是用火箭来快速跨过马赫数1，因此也就不存在这个问题了。但（编者注：对于需要水平起降的高超声速飞机来说，）低马赫数段的性能就变得非常重要了。”

上图空天飞机概念方案经过多学科设计优化后实现近40％减重（美国波音公司图片）机体与推进紧密耦合以后又带来了对飞行器内部机载系统重量、功率、尺寸等最小化的要求，这使得问题进一步复杂化。刘易斯认为，通过多学科优化等方法实现高度一体化的飞行器架构“绝对是一个关键技术问题。我们35年前就明白了高超声速飞行器必须是一个高度一体化的系统，今天我们对这一点更加深信不疑。”

三、尺寸与流动问题尺寸放大会带来诸多问题。美国约翰霍普金斯大学应用物理实验室防空反导部门负责人大卫·万·怀尔（David Van Wie）表示，“随着飞行器尺寸增加，其他问题又会耦合进来，比如结构弯曲与屈伸。飞行器都不可能是刚体。飞行载荷将深入影响到发动机乃至推进系统。而尺寸越大，这种耦合影响就越显著和复杂。”尺寸小了也会有问题。虽然刚度变好了，但又会面临容量和热管理等难题。万·怀尔表示，“NASA很早以前就研究指出，越细长的飞行器升阻比越高。但如果飞行器尺寸太小的话，就没法做到细长，因为那样的话机体内部容量就不够了。这里面需要各方权衡。”外形尺寸需要考虑的另一个问题涉及到边界层，这是一个影响高超声速飞行器设计的核心问题。高超声速边界层的特性往往会与激波耦合在一起。激波与边界层耦合会产生额外的摩擦阻力，并且在某些情况下可以使气动加热比在层流条件下增加8倍。随着激波位置变化，两者的耦合区域也会变化。鲍卡特指出，“因此，气动加热加剧现象会在飞行器各处游走，这样就会显著增加飞行器需要进行热防护或热管理的面积（导致重量和成本增加）。边界层精确预测和边界层转捩推迟就变得非常重要。”

Hexafly－INT项目对高超声速飞行器激波与流动干扰进行更高精度的预测（欧洲航天局图片）刘易斯认为，“我们现在还无法精确预测高超声速边界层转捩，我们只能大概地进行预测，并不断提高预测精度。”刘易斯作为学生参与美国国家空天飞机计划（NASP）项目时曾有一位非常资深的老师告诉他，如果飞行器的边界层都是湍流而不是层流，那它永远没法飞行。“我过去的经验告诉我，如果我们的飞行器设计得这么敏感，那它肯定没法飞行，我们必须要设计出足够鲁棒的气动布局。这是一件很难的事情。”万·怀尔同意这个观点，“不断提高我们的飞行器设计能力，使它在空中飞行时具有足够的操纵鲁棒性，是当前面临的一个更大的问题。你肯定不希望这个飞行器只能按照特定的剖面来飞行。我希望它可以像其他飞行器一样自由飞行。”