小火箭出品

　　本文作者：邢強博士

　　本系列共12269字，110圖。預計閱讀時間：1小時10分鐘。

　　本系列分爲7篇，本文是第3篇。

　　高超

　　所謂高超聲速，就是達到或超過Ma 5的飛行速度。

　　小火箭給出以下表格：

　　之所以把Ma 5作爲高超聲速的起點，主要還是從動力系統的角度來看的。

　　在小火箭的《衝壓發動機！不斷挑戰工程極限！》《勒杜克：衝壓發動機狂人》衝壓發動機系列專題報告中，咱們一起探討了衝壓發動機。

　　作爲一種在該速度範圍內將會發揮重要作用的發動機，其動力輸出特性將會在Ma 5附近發生重要變化：

　　雖然飛行器整體的速度是超聲速，但是通過進氣道內斜激波的減速增壓作用，在經過若干斜激波之後，發動機燃燒室內的火焰還是在亞聲速氣流中燃燒的。這種情況，在大多數超聲速戰鬥機和很多以衝壓發動機爲動力的飛行器上都會出現。

　　但是，當飛行速度太快，比如超過Ma 5的時候，斜激波的減速作用很難再把氣動控制住，此時的燃燒室內就是超聲速氣流了。

　　也就是說，燃燒室內，從亞聲速燃燒躍升爲超聲速燃燒狀態。

　　這無異於在狂風暴雨中試圖點亮一柄火把。

　　如今，X-43A、X-51和X-37B以及“獵鷹”HTV-2等多種型號的高超聲速飛行器成爲了人類進行高超聲速工程化突破的先鋒。

　　這些飛行器均已經取得了一定程度的成功。但是，實際上過程還是很曲折的。高超聲速飛行器從誕生伊始就給了飛行器設計師一記當頭棒喝。

　　2001年6月2日，X-43A高超聲速飛行器的第一架原型機準備進行首飛。

　　一開始，人們對首飛的預期還是很高的。這架X-43A高超聲速飛行器由一枚“飛馬座”固體火箭助推加速。

　　按飛行器設計和管理的角度來說，“飛馬座”火箭屬於成熟技術。

　　美國有多顆衛星就是由同款火箭發射到近地軌道上的，按理說執行在大氣層內平飛的任務，應該是輕而易舉的事情。但是，這一天的試驗，卻出了大事。

　　還遠未到高超聲速狀態，僅僅是在跨聲速階段，X-43A飛行器就產生了意料之外的振動。

　　後來，這種振動傳遍包括“飛馬座”火箭在內的整個飛行器，導致火箭嚴重偏離設計彈道。最終，測試人員不得不啓動了X-43A上面的自毀裝置，以免釀成更大的事故。

　　X-43A是現代高超聲速飛行器的代表型號，首飛失敗影響深遠。在工程技術人員對相關數據進行分析整理後，新的理論誕生了：

　　高超聲速飛行器的總體與制導控制系統與其他類型的飛行器有很大區別，需要專門進行優化。

　　2004年3月27日，也就是在上次失敗3年後，第二架X-43A原型機首飛。

　　在“飛馬座”火箭的助推後，X-43A成功與火箭分離，並依靠自身動力飛行了11秒，達到了7馬赫的速度，打破了SR-71高空偵察機創造的3.2馬赫的吸氣式發動機飛行器的速度紀錄，甚至順手也打破了1967年由X-15火箭動力飛行器創造的6.7馬赫的速度紀錄。

　　在光鮮的成功背後，我們深入分析發現，即使是在21世紀，在高超聲速飛行器上，工程師依然不得不做出大量妥協才能滿足總體設計要求。

　　比如，爲了氣動減阻，X-43A的頭部尖削，充滿科技感。但是，這種頭部使得飛行器重心過於後移，穩定裕度大降。

　　於是，工程師不得不在X-43A的頭部整流罩內塞入配重物。

　　爲了能在狹小空間內有所作爲，最終199.6公斤的鎢塊成爲了X-43A頭部的標配。（鎢的密度是鋼的2.45倍。）

　　在這個爲了減輕飛行器的每一克重量而奮鬥的時代，爲了實現高超聲速，我們卻不得不這麼幹。說起來還是有些羞恥的。

　　另外，從試飛數據來看，之前用計算流體力學和風洞試驗得來的氣動係數、配平角度等參數在高超聲速狀態下，與實測值相差較大。

　　實際的飛行狀態下，X-43A用了幾乎爲理論值1.9倍的攻角才終於實現了俯仰通道的平衡。

　　這說明人類工程師對高超聲速狀態下的空氣的脾氣性格還沒能深入瞭解。

　　現有的已經實現工程化的高超聲速飛行器中，前景較好的大多是在再入滑翔段進行高超聲速飛行的，鮮有靠自身動力從跨聲速階段直奔高超聲速階段的。

　　究其原因，同樣是總體設計的問題。

　　小火箭僅舉一個例子。

　　正常情況下，即使是SR-71高速偵察機，通過優化設計，也可以實現噴氣式發動機同時滿足亞聲速、跨聲速和超聲速3種狀態下的高效率工作的要求。

　　上圖爲SR-71的J58發動機在Ma 0.0到Ma 3.2的速度範圍內，通過調節不同的進氣、排氣狀態來滿足不同來流速度條件的發動機工作效率的設計草案。

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