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本帖最后由 晨枫 于 2020-6-4 23:30 编辑 , M0 G2 P+ P) \+ X
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5月30日，美国SpaceX公司成功发射了载人的“龙”飞船。在航天飞机停飞9年后，美国终于再次拥有了载人空间发射的能力。这不仅圆了马斯克的梦，也给身陷囹圄的特朗普解了5分钟的套。但是在太平洋的另一端，中国科学院力学研究所悄悄地发表了一条消息，范学军团队在超燃冲压发动机地面试验中实现了连续600秒的运行时间，打破了美国X-51研究机210秒的世界记录。2016年，印度宣布实现了超燃冲压推动的M6高超音速飞行，但发动机只工作了5秒钟。不久前，科技部公布的第二节全国创新争先奖名单里，北航的高超音速强预冷团队获奖，也引起了人们的极大关注。这两样突破性技术的意义非同小可。
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2013年美国X-51A“乘波者”创造了以M5的速度连续工作210秒的世界记录$ ?% o% I n. K" a. [+ ?
- T6 R' V7 H/ Z8 M8 i( r高超音速是航空航天科技的最前沿。这也是介于大气层内的航空和大气层外的航天之间的灰色但多彩的区域。大气层内的航空科技难以突破M3的热障，大气层外的航天科技难以解决高机动飞行问题，介于两者之间的高超音速飞行不仅可以M5-20的超高速飞行，还具有可观的机动能力。
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: |& Q; k C! W" f, M在2019年国庆70周年大庆的时候，中国高调展示了东风17高超音速导弹，这代表了当前高超音速的最高水平，但这还是高超音速滑翔弹（简称HGV）。换句话说，导弹用火箭发动机推进到近地高度后，改变姿态，转入高超音速滑翔。与弹道导弹相比，HGV的飞行高度低，由于地球曲率的缘故，地面雷达的探测距离远远低于弹道导弹，预警机的巡航高度也不能根本解决问题。在轨道上的天基探测在理论上没有视界局限，但传统导弹预警是根据导弹发射时的巨大尾焰和初始轨迹来推断弹道的，HGV在发射时依然有尾焰问题，但转入滑翔后，可以通过机动能力完全摆脱简单弹道，使得导弹的航迹无法预测。在探测到发射后立刻用星载雷达全程跟踪在理论上是可能的，但中轨道卫星跟踪需要巨大的星载雷达，低轨道卫星则需要密集星群和“动对动”无间隙接力跟踪。红外光电跟踪不仅有类似的光学孔径问题，还要面对复杂的地球表面热环境中检测微弱的HGV热特征的问题。在可预见的将来，天基探测还有难以克服的技术困难。没有有效的跟踪，就谈不上有效的拦截，所以HGV的突防能力比速度更快但弹道呆板的弹道导弹更高。
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弹道导弹（RV）与高超音速滑翔导弹（HGV）的探测距离比较
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正因为如此，HGV成为各国军事科研的重点。中国不仅有东风17，还有东风26，也具有高超音速滑翔的能力。俄罗斯的“先锋”是洲际HGV，达到M27的极高速。美国落后了，在一大堆令人眼花缭乱的快车道研发计划之后，现在总算开始有点头绪了。但HGV的射程取决于助推段达到的高度或者大气层内的改平加速，前者增加了扎猛子返回到水平起滑的平滑过渡的难度，后者是把本质弹道的助推段强拧变轨了，损失能量。比HGV更高层次的是高超音速巡航导弹。
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8 T! `/ m* D9 q8 K( j6 d巡航导弹是一个容易引起歧义的称呼，这其实是对所有在射程内绝大部分距离上都是有动力飞行的导弹的总称，掠地飞行的高亚音速巡航导弹只是巡航导弹的一种。大部分战术导弹不称为巡航导弹是因为火箭发动机只工作很短时间，射程内主要部份都在滑翔飞行。这不仅对弹道导弹如此，空空导弹、空地导弹甚至反坦克导弹也如此。常见导弹中只有反舰导弹、陆攻巡航导弹是全程有动力飞行的。高超音速导弹采用超燃冲压发动机后，也是全程有动力飞行，所以称为高超音速巡航导弹（简称HCM）。0 A% D+ d ~' w' j
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与HGV相比，HCM的射程更大，弹道更难探测。HGV的能量全部来自于助推级的火箭发动机。自带氧化剂的火箭发动机在重量上比可以从空气中吸取氧气的喷气发动机总是吃亏的。以煤油-液氧火箭为例，理想燃烧的空燃比为15：1。也就是说，每一公斤航空煤油需要15公斤空气才能完全燃烧。考虑到氧气在空气中约占23%，折算成纯氧约为3.5公斤。用液氧可以节约体积，但重量还是一样的。如果氧气可以来自空气，在理论上，这3.5公斤的液氧重量就全部可以转用于煤油，射程的增加不言而喻。
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喷气发动机更长的工作时间也意味着可以有更长的加速时间，可以用较低的初始能量达到同样的最高速度，并在最高速度上维持更长的时间。喷气发动机更大的能量也意味着容许更大的机动性，因为机动是要消耗能量的。与HGV只能做相对简单的横向机动不同，HCM可以做更加复杂的机动，甚至迂回攻击。
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}+ H6 y/ R) h |% z7 u# cHCM的助推器只要加速到超燃冲压的点火速度就可以了，因此对助推器的要求大大降低，有助于降低助推器的体积和重量。较小的助推器意味着较小的发射时热特征，而超燃冲压本身的热特征远远小于火箭发动机，这意味着HCM实际上不可能由天基探测捕获，进一步提高抗早期预警的能力。高超音速导弹本来就拦截困难，无预警拦截就几乎不可能了。如果说HGV还有可能知道大祸即将临头，HCM就是死都不知道怎么死的了。
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与弹道导弹相比， HGV的弹道要飘忽得多
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但HCM的弹道更加低平，更难探测，也可达到更高的射程和机动性
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! d0 f; Y+ b$ T4 j! I! i3 S1 aHCM是终极高超音速武器。美国曾经想一步到位，直接发展HCM，但卡在动力问题上。X-51虽然达到210秒，但这是高度优化的实验条件，而且工作时间太短，离实用化还有巨大的距离。在美国“先放一放”的时候，中国悄悄赶上来了，而且一下子在两个关键技术上取得突破。
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' Q" U3 U( q# }) ]8 e- W# b在各种已知的航空动力中，火箭发动机的工作时间太短，常规涡轮类喷气发动机难以突破M2.5以上的速度，常规的亚燃冲压也很难突破M4，因为阻力的增加已经快于推力的增加了。只有超燃冲压能用于HCM。这也是冲压发动机，属于喷气发动机，但没有常规涡轮类喷气发动机的涡轮机械。超燃冲压在外观上就是一截空心筒子，但这空心筒子大有讲究。+ Z) |3 g0 C' A( p. N: l( y$ @
. t6 i" ^1 m% O6 y5 D9 `6 F: ^与亚燃冲压相比，超燃冲压的进气压缩、燃烧和形成推力都是在超音速条件下进行的。与亚燃冲压需要把进气降低到亚音速、然后把燃气加速到超音速相比，大大降低了阻力。但在超音速条件下，不仅燃烧难以稳定，还有高温问题，很容易超过结构材料的耐温极限。范学军团队的主要贡献在于热端部件主动冷却技术。) z) y( u7 y# G1 a3 K% y- c2 R/ L
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以燃烧为原动力的发动机通常都有某种冷却。汽车发动机基本上采用液冷，循环的冷却液从发动机带走热量，然后把热量通过散热器向空气中散发；喷气发动机主要依靠空气流动和燃气喷出带走热量。但主动冷却在发动机热端部件（对超燃冲压来说，就是燃烧室和喷嘴）表面下遍布毛细管，通入碳氢燃料，在流动中带走热量，降低表面温度。碳氢燃料吸热升温后，实际温度超过点燃温度，但由于无氧环境而只是升温，并不燃烧。但碳氢燃料注入燃烧室的时候，一方面自然地降压气化，另一方面与进气中的氧混合并自然燃烧，比通常的点燃更加高效可靠。
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) H9 Q J3 \3 B N/ ]碳氢燃料是燃油的高级形式，进一步的话可容易地转变为液氢，吸热和燃烧效率更高。但液氢的制备和储存比碳氢燃料要复杂，常温常压下的稳定性也不如碳氢燃料。范学军团队用的是成本更低、稳定性更好的碳氢燃料。 p# p' g% e7 |) I! b `& N! w& Z
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主动冷却的道理不复杂，优点也明显，但恶魔就在细节之中。碳氢燃料在毛细管里的流动需要考虑淤塞问题。毛细管的分布更是有大讲究，过于细密没有必要，过于粗疏则达不到目的。更大的问题是，在流动网络里，优势流动（preferential flow）使得流动的分布偏离预想的均匀，一束看起来差不多的管路里，路径“顺”的流量可能高于需求，路径“不顺”的则可能流量不足，必须通过精细的管径、弯头设计来平衡流量分布，确保均匀吸热。路径之间中途互联可以在部份路径淤塞的时候，用绕流弥补，但使得优势流动的问题进一步复杂化。毛细管内的流动还需要避免流体加热气化后导致气阻的问题。
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! j& J( m' N+ D4 g U9 p( j范学军团队不仅解决了大量理论和设计问题，还在怀柔建造了大型测试装置，解决了工程问题，使得研究成果达到很高的技术成熟程度。- Z' \2 V# T! |# _) h
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根据力学所的介绍，范学军在普林斯顿获得博士后，成为力学所研究员、博导，担任某部委运载技术专业组专家、国家重大专项燃料组专家与某重大专题技术首席。他在国内率先开展主动冷却发动机技术研究，在力学所怀柔基地建成首套主动冷却技术综合试验平台，技术上处于国际领先水平。他领导研制成功了我国首台主动冷却燃烧室并通过长时间试验考核。近年来，共发表国内外杂志论文50多篇、会议论文与国防技术报告100多篇，发明专利申请30多项、已授权近20项。2006年，荣获国防科技二等奖；领导的技术研究团队荣获了国家重大专项2011年度优秀研究团队奖，个人获得2013年度先进个人二等奖；同时获得首届“冲压发动机及其组合循环发动机科学研究兴舟奖”；2016年获得国务院“政府特殊津贴”；2017年被聘为中科院特聘研究员。但这不是中国高超音速科研大军里唯一的尖子队，北航的高超音速强预冷团队是另一个。
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# O5 Q) n+ m( Y3 p0 M1 q( e主动冷却技术提高发动机热端部件的耐热能力，进气强预冷可以进一步提高。不久前，英国的SABRE发动机实现了强预冷，可在0.01秒内将1000度的进气冷却到零下150度。这是很了不起的成就。北航团队的具体技术和应用没有公布，但也是同样性质的。
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强预冷不仅大幅度提高发动机热端部件的耐高温极限，还急剧缩小了进气体积，提高了进气密度。这使得在同样的进气口体积流量下，压气机的体积流量大幅度降低；或者在同样的压气机体积流量下，大幅度提高气流中的氧含量。前者可以等效为提高了进气口流速的上限，使得同样的发动机技术可以在更高的速度下工作；后者对空气稀薄的极高空特别重要，可以使得喷气发动机可以在更高的高空稳定工作，降低空气摩擦阻力，否则就需要使用重量大、成本高、工作时间短的火箭发动机了。SABRE正是这样的。/ Y( _* Q5 l$ v3 D" b* n, v2 n
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8 x9 ?5 l# t d$ s8 [* R, [( o' XSABRE的工作原理，像层层盘起来的蚊香一样的预冷器是关键技术。橙色=冷却剂的流动方向，红色=空气进气方向，蓝色=空气出气方向
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$ b/ g8 t! I3 P4 @ s+ V/ aSABRE热力学循环简图，蓝色=空气路线，紫色= 氢路线，绿色=氦回路，红色=燃气路线
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SABRE的全称是Synergetic Air Breathing Rocket Engine，大意为伴生吸气火箭发动机。这是一种用于水平起飞、单级入轨航天飞机的新概念混合动力发动机，用强预冷使得从空气中吸取氧的工作状态可以一直维持到M5和超高空，然后转入火箭动力，进入空间飞行。
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具体来说，进气在预冷器（PC）里强预冷后，通过压气机（AC）达到高压，一部分进入燃烧室（CC），与预燃后炽热的贫氧富氢燃气混合燃烧，通过喷嘴（Nozzle）产生推力；大部分空气进入预燃室（PB），与氢气混合燃烧后，加热氦气。氦气受热膨胀后，推动氦气涡轮（HeT）驱动压气机。做功降温后但依然有很高温度的氦气通过换热器（HX4）使得液氢受热气化，形成高压，推动氢气涡轮（HT1）驱动液氢泵（LHP）从液氢储罐（LHT）里抽取液氢。降压后的氢气还有足够压力，继续推动另一台氢气涡轮（HT2），驱动氦气制冷压缩机（HeC），用于预冷器，就像电冰箱里的氟利昂压缩机提供制冷剂一样。事实上，氦在这里就相当于氟利昂。
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SABRE的热力学循环相当复杂，但也很精巧。SABRE的设计原意不是用于超燃冲压的，使用吸气火箭发动机正好回避了超燃冲压的难题，大气层内的高超音速飞行也只是过渡阶段，只是为大气层外的火箭动力飞行提供尽可能高的起始速度和高度。但是适当简化后，SABRE的思路也可以用于超燃冲压。比如说，取消氦回路，燃料泵出来的燃料直接进入预冷器和热端冷却系统，加热气化产生高压，推动的涡轮直接驱动燃料泵。这样，连预燃室都可以取消了。
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' v1 k% T$ T* [) G1 y, }7 o6 N# @主动冷却和强预冷都属于超燃冲压发动机的热管理技术。人们经常关注于超燃冲压的燃烧稳定性问题，这确实是巨大的技术挑战，就像可控爆炸一样艰难，但热管理是同样巨大的难题。中国在2017年里程碑式的厦门国际会议上，就暗示了超燃冲压技术已经达到相当高的技术成熟程度。现在热管理技术也达到了很高的技术成熟程度，没有公开的只是带先进热管理的完整的超燃冲压发动机的高超音速飞行试验。/ Y' _& x7 c. K
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超燃冲压实用化的意义是怎么强调也不过份的。国庆70大庆上只公开了东风17的外观，射程没有公布，据估计，在1800-2500公里范围。采用超燃冲压、从HGV改为HCM的话，只需要较小的助推火箭就可以起飞，大量氧化剂占用的重量可转为燃料，极大地增加射程。即使计入更重的超燃冲压发动机和辅助系统，射程的增加也是可想而知的。即使不可能增加3.5倍的射程，而只能增加2倍，也能在大体相同的全系统尺寸和重量情况下，从“嘉手纳快递”升级到“关岛快递”了，乐观一点“夏威夷快递”都是可能的，军事意义不言而喻。
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东风17很厉害了，但如果这是HCM，那就不只是“嘉手纳快递”，而是“关岛快递”了，甚至有可能成为“夏威夷快递”了
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中国的具有军工意义的高技术研发具有保密传统，完整的带热管理的超燃冲压试验到底是进行了没有，成功与否，外界只有猜测。但在不远的一天又有哪个地方悄悄申报了一个创新奖，或者在哪一个重大庆典上猛然推出全新的HCM，人们也不必太惊讶。
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在太平洋的另一边，美国在3月19日试验成功C-HGB，这是三军通用的HGV，但还在采用第一代的双锥体（也称旋成体），而不是东风17采用的更先进的乘波体。另一方面，美国负责国防科研的国防部副部长格里芬在谈到高超音速研究的时候，特别提到美国在热管理方面的缺门，使得本来射程达到3000公里的高超音速导弹的射程降低到1000公里。X-51的210秒应该也是热管理问题，否则超燃冲压的稳定性条件在前几十秒内已经建立了，燃烧不稳定维持不到210秒，但热管理不过关，发动机烧毁了，那就没戏了。如果说中国离HCM还差临门一脚，美国则还没有过中场。高超音速是少有的中国占决定性领先地位的军工科技，这恰好也是对未来战争至关重要的核心军工科技。先进热管理技术进一步拉大了中国的领先距离。7 `8 R9 z2 d/ Z3 `8 P+ F& E/ G O+ ?
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