|
|
8月3，中国航天空气动力技术研究院微信公众号发布消息，宣称当日完成了“国内第一乘波体”的飞行实验，在30000米以上的高空实现了M5.5-6的高超音速飞行，延续时间达400秒以上。消息传来，人们自然振奋不已。但在当前的“厉害了”vs“掐脖子”之争的影响下，人们不禁疑惑：“星空2号”到底是厉害了，还是不厉害？果不其然，马上有打脸党出来声称，美国在8年前就用X-51实现了M5+的高超音速飞行，连X-51的名称都叫“乘波体”。* f) N8 X& a9 F- V5 R1 L5 Y8 \, }: |4 P
! K+ s/ q- ~4 g, G( d
![]() * n3 v& M" v+ b2 k0 L" i. P
星空2号上天，引起一片骚动
3 g7 R6 x' c) n! K4 b/ t1 d# N$ Q! Y9 l& {, C
航空航天世界正在进入高超音速竞赛，第一枪是中国打响的，那就是2017年3月6日由美国航空航天学会（简称AIAA）、中国工程院主办、厦门大学承办召开的第21届国际航天飞机和高超音速系统与技术大会，会上中国大大方方地展示的大量理论研究和实验成果。美国大吃一惊后，正在急起直追，曾任NASA局长、现在负责科技和研发的国防部副部长迈克·格里芬更是高超音速的狂热鼓吹者，他本人就拥有航空航天的博士学位。这家伙是个学位狂，1971年从约翰-霍普金斯大学物理系毕业后，1974年获得美国天主教大学的航空航天硕士，1977年获得马里兰大学的航空航天博士，1979年获得南加州大学的电气工程硕士，1983年获得约翰-霍普金斯大学应用物理硕士，1990年获得马里兰洛约拉大学MBA，1998年获得乔治·华盛顿大学土木工程硕士，要不是2005年被小布什任命为NASA局长，差点还要拿下约翰-霍普金斯大学的计算机硕士。不过这是题外话了。
- _- q% h& K9 {" F6 x0 ]; Y& Z: \- _" p
![]()
& b g H0 E7 D5 A美国国防部负责研发的副部长格里芬是个高超音速狂
- ]1 ^5 z$ M1 ~6 ~+ U+ S* G# O' a( X; f) g8 }
![]() 3 F3 l; y; o" C' a$ g9 {; F
: ^6 }. h4 r2 D N( ^0 U- G& a! Z
![]()
0 \. l. d# C! T' k事实上，美国上下最近对高超音速都有点狂，原因正是星空2号这样的中国成就
0 z/ E$ J) |# m
, j3 H% H' v6 C; l& P6 \, S不仅格里芬是高超音速狂，美国国会也发烧了，而且他们的目标明确：中国！俄罗斯只是拉上垫背的。格里芬发誓要使得美国重新领先，使得中国追赶。但这一切都太空洞，不解答眼下的关键问题：”星空2号”厉害吗？
* [- e; S, D6 W2 T. ]1 N
, O; a, r% H# G7 H- A航空技术突破音障后，一路高歌猛进，直到撞上热障。飞行速度和高度大体稳定在双三（三倍音速、三万米高度）就不再增加。另一方面，弹道导弹的速度和高度都要高得多，但基本上只能沿固定的抛物线弹道飞行，只有很有限的变轨能力。这也是弹道导弹防御的基础：只要探测和确定弹道导弹的初始轨道，就能精确计算整个弹道和目标，并由此精确计算发射时机、反导弹轨迹和拦截点。高超音速就是要填补双三和轨道飞行之间的空隙，兼有速度和机动飞行的优点。以美国HTV-2为例，释放速度M20，纵向射程近万公里，横向机动距离达到5400公里，使得传统的导弹预警和反导弹道计算失去意义。不过这是理论性能，HTV-2的两次试验都失败了。
+ X0 [/ J0 n$ `# @2 g
2 v- T* D( |/ O* T# E, j![]()
6 T) k% Y4 t/ l; G在高超音速飞行条件下，空气的气动与热力学性质交互作用，只能用空气热动力学来研究，这是航天飞机再入时的样子' L* h- ]2 d% Y3 N& X
6 y4 |1 K" u; l' M7 S( L
由于空气摩擦生热，高超音速飞行注定只能在3万米以上的高空实现，不仅环境温度低，空气也稀薄。在通常的大气层内飞行条件下，空气分子间距忽略不计，空气动力行为好比波动。但在特别稀薄的高层大气力，空气分子的间距不再可忽略。在M5.5-6以上的高超音速飞行的强烈压缩下，空气的行为好比波粒二象性，大为复杂。另外，空气的热力学性质与空气动力学性质互相作用，所以有时候也一并考虑，称为空气热动力学。
+ D" K# W7 V9 X, T/ F% _
" J) x; n, a: ]+ F高超音速空气热动力学条件在地面很难模拟，实飞实测又代价很大，所以长期停留在理论研究阶段，缺乏实际数据的对照和验证。乘波体在理论上早就提出了，但实际的工程实现很少。仅从这一点来说，”星空2号”就很厉害。4 v: S8 w! o5 n* A
9 R1 a5 I5 b- Q/ b' D8 n
![]()
, l" X4 i1 b! l- e4 X' X' _20度锥体在M2（左）和M20（右）时的激波状态9 d: z$ J0 X6 `; j0 D5 f, f
& e) x- \& d' Y3 r![]() n$ N# S1 q" k2 [" ?, C0 ~
飞行器在高超音速飞行时的空气流动状态
1 F* \5 i4 ?+ x: Z; }- Z
, k- ]" e! Z! ]5 h a$ y4 X, d: o {飞行体速度超过音速后，都会形成激波。低超音速时，激波锋面后的空气流动还可以作为亚音速处理，这是超音速战斗机机翼、战术导弹弹翼的设计基础。高超音速后，不仅机翼、弹翼的阻力急剧提高，升温散热问题也解决不了，必须另外想办法。4 V# S' N* w" s/ y$ Z) e
/ k) v$ E! H4 [- M
机翼（对导弹来说就是弹翼）只是产生升力的最常见的手段，另一种做法是直接由机体（或者弹体）产生升力，这就是升力体。一些导弹在平飞时仰着头，弹体在迎风阻力增加的同时，也在动压下产生直接升力，这样的导弹设计就采用了升力体的原理。这也是压缩升力的雏形。
- Y& H7 s6 r- _: D$ h% K8 p$ S2 ?0 ~2 O" d4 E
![]() ' c X1 J) X( U; F: v
. x, V" L# A' |3 X% |. a' h8 T8 K& |" ]![]() $ g! D1 w( P6 }8 S5 T8 w
压缩升力示意图6 y+ J! R6 w5 U0 f" u+ b
Y& \# U0 G# Q7 F4 \$ K更加完整的压缩升力更进一步。升力体对空气的压缩造成横向流动，被垂下的翼尖“兜住”，显著强化了升力的产生，好比从下面对着一张平坦的纸吹气还是对着脱底的纸盒子吹气一样的差别。XB-70“北欧战神”轰炸机是第一个采用压缩升力原理的飞机，但这并不彻底，机翼还产生较大的升力，压缩升力只是补充 。
: t& s5 ]; Z9 D) d k8 B* E" G9 v4 W+ P7 H
![]()
. j& X3 Y1 i9 Z+ J( n$ e/ q6 P0 V* }8 H6 U/ V, D% Y _
![]() ) l0 L/ }9 ~. c H( Q
XB-70，注意起飞、着陆和高速飞行时翼尖的不同位置, `# q5 ^4 p' f! b0 T
) I" d( E! P2 R; \" O$ A( [
压缩升力适合双三以上的高速飞行。事实上，速度太低了，压缩升力反而不工作，这也是XB-70只采用不彻底的压缩升力的原因之一，轰炸机是要从零到双三之间全范围工作的。但速度提高到M6以上的话，老问题回来了，下垂的翼尖成为阻力和气动升温集中的热点，结构和散热都成为问题。这就是乘波体上场的时候了。% ]# J" V, ^5 T8 Z' o
# Y7 ~3 ~! @4 b" K2 |3 p激波是飞行器对空气高度压缩的结果，可以看作空气中随飞行器移动、无形但致密的锋面，理论上密度达到无穷大。换句话说，“坐”在激波锋面上和“坐”在地面上等效，这就是“乘波”的意思。坚硬致密的激波还吸收了与空气磨擦生热的主体，航天器再入时巨大的火球实际上是在激波锋面上形成的，而不是在航天器本体，航天器躲在锋面背后，实际上相对“凉快”。
, i7 t5 `+ M" b% i1 J
' l6 j) ` \# [7 N1 q y但只有在设计时有意利用激波产生升力和实现有效的气动控制的飞行器才是有意义的乘波体。从这个意义上来说，旋成体（主要为圆锥及各种变体，带或不带刀形尾翼）能通过迎角或者再入角产生激波升力，但只有有限的气动控制和机动能力，要算入乘波体是很勉强的。
; s1 o- @& t7 }, y3 [0 c! s8 V3 }5 h; V3 N
![]() 8 l- d |" T& S: h5 F6 O j1 ^
旋成体可以达到高超音速，但要成为乘波体是很勉强的
3 V6 [* F8 D# \& g- F% T
3 G1 f; |0 \, K* b; p简单激波是上下对称的锥形，但这是只考虑二维的情况。在三维空间里，对于尖锐的简单圆锥来说，实际激波是规整的圆锥形，速度越高，圆锥越尖锐。由于圆锥绕轴线一圈在各个方向上的性质是相同的，这样的三维问题可以简化成二维问题，所以旋成体技术相对简单、成熟，已经得到大量应用。具有末端制导的多种“东风”、俄罗斯“匕首”和美国陆军还在试验中的AHW导弹都采用旋成体技术。! c# T4 A' _* k' B0 u1 V+ {4 n6 K( X
/ I% W& G B3 [8 l$ `% b0 u乘波体为了达到更大的升阻比，通常为扁平形状，可以像改锥一样具有平直的前缘，或者像梭镖一样，平面形状大体为三角形。
* r) s4 ?% C: \$ j h
, D6 u( @1 Q; y, F“改锥体”由简单平面构成，前缘锋利，各个平面的激波分析依然较简单，面与面之间的交接、转折处复杂点，只能在各种简化、近似的基础上，用试验数据修正了。“改锥体”是早期乘波体的主要形状，上表面平坦，下表面前倾。在理想情况下，下表面正好“坐”在下激波的锋面上，好像飞机的地效一样。下表面与下激波锋面之间的压力高，这里也是发动机进气口的理想位置。美国X-43、X-51、美澳合作的早期HiFIRE都是“改锥体”或者某种变型。
! y. O9 h3 S5 N) Q" b& x
, O0 e" O F6 g- L1 r“梭镖体”实际上形状很复杂。俯视为三角形，侧视是锋利的刀刃向前的刀形，但从前后方向看，上表面向上隆起，下表面可能是扁平、凹起或者向下隆起，取决于不同的空气热动力学设计水平。
' V6 A9 Z8 h6 L2 D' \
$ _. o! u2 W4 E0 K) g![]()
4 }" G1 | \ Q- K- i' Y乘波体是由升力体概念发展过来的/ B6 [! Q# { b
: K; n8 B% g8 R* }4 q$ W2 `. }![]()
, D! O( y) k' F9 C8 A改锥体比较简单，早期乘波体大多是这样的，这是X-43
1 ~5 @/ q- p1 d- _3 j& h$ t" `9 W' U+ T2 T1 s
![]()
6 `3 `8 M8 f+ P6 _, l# Z这样硬性的多面体锥形在气动上相对容易处理，但气动效率也不高
% u9 S* m' b' }- _, a9 y, d
& l8 ?# ~( I1 o6 `; y![]() 9 l2 G; V( B2 d2 ]4 B, q% R' H6 b
这样就高效多了% `6 t8 l5 |' l# s( w
5 n8 `4 M) U u/ @& F1 n
下表面扁平的设计最简单，但飞行器内有效容积很小，难以搭载有效负荷，实用价值受到限制。下表面凹起而形成缺口向下的月牙形的话，可以利用一点压缩升力，大大降低了飞行器下表面与下激波锋面精密匹配的要求，不过有效容积更小。有效容积和设计难度都最大的是向下隆起，通常在两侧还有一圈尖锐的刃边，不仅要求在三维空间里对乘波体下表面和下激波锋面精密匹配，还要求刃边能与侧面的激波锋面密封，达到压缩升力的效果。
+ |- @; J( e7 Q7 d0 z6 L$ N/ H4 v+ v. w- _
这只是维持稳定、平直飞行所要求的基本气动问题，机动飞行是另一个问题。不管用什么办法，单纯改变飞行器的指向是不管用的，没有足够的侧力，基本飞行轨迹依然按照惯性向前侧滑。侧力在本质上是在侧向上产生的升力，产生侧力的机制与产生升力的机制是一样的，但用于克服重力的基本升力还是要继续提供。换句话说，稳定转弯时，升力的垂直向上的分量用于克服重力，水平分量才是转弯所需的侧力。两者之比代表了飞行器产生侧力的能力，战斗机用g代表的机动性就是这个意思，9g意为可产生9倍于重力的侧力。深究起来，这又回到升阻比上去了，没有足够的升阻比是不可能有多少余力产生侧力的，这也是旋成体的机动性在本质上受到限制的道理。
X+ c/ P3 B3 [4 b$ \/ h/ [* x
& f5 { V5 Z* S( g乘波体利用激波产生升力，也利用激波产生侧力。改变飞行姿态时，激波形状随之改变，在过渡过程中还可能产生扭曲，这就需要主动控制激波形状和位置了，难度比利用激波飞起来要高一个等级。中国航天空气动力技术研究院的微信公众号消息里提到自然转捩和人工转捩。转捩在流体力学里用于描述层流到湍流的过渡，转捩点决定了层流为主的附面层（也称边界层）的厚度。较厚的附面层影响传热，也增加阻力，最终影响激波的形成。人工转捩可能指对附面层厚度的主动控制，或许最终与主动激波形状控制有关。2017年中国《空气动力学报》里提到激波装配法，就暗示了通过附面层厚度控制激波边界的问题。* D4 {; w; w( w& @& ?9 y
7 D: B/ ?7 S( U9 B# g![]() + Q' s! p, Q- g% q7 s$ B
中国在乘波体设计上取得突破，饱满的线性意味着更大的有效容积和更大的实用性: c# o$ X! k( n, H$ D
( s) c, C( B# a9 O, e5 B Y
![]()
5 N+ ?% i! b2 d9 ]) @' \美澳合作的HiFIRE 4好像有奇怪的“垂尾” s7 C& K$ C* j9 W1 _$ L4 i
/ Q; b) N6 N/ V( \1 F: ]9 u) O' c
![]()
2 @( G9 \) a3 K但实际飞行还是翼尖向下的，还是压缩升力! r) l& Q+ K y( K0 Y
9 b. y( J) i' Q7 ~# q! ?![]() 8 q, o8 N$ {* u1 |9 d9 d' E" D
X-51的重点在于超燃冲压，不是高超音速气动控制
- o& V2 Q8 l0 P1 E$ p& d2 K8 ^: X- T5 T% @- j! f
“星空2号”的具体形状没有透露，但从已经公开的文献来看，中国解决了下表面隆起的乘波体设计，而且线形比传统文献中更加饱满，有效容积更大。有理由相信，“星空2号”采用了相关技术。相比之下，美澳合作的HiFIRE 4（也称HyShot V）采用线形更加简单的“梭镖体”，而且具有相当大的下垂翼尖，估计用于产生压缩升力，气动设计水平还不及HTV-2的月牙形剖面“梭镖体”。有意思的是，很多公开图片中经常展示HiFIRE 4翼尖向上的状态，可能是用于迷惑“路人”的。但在《航空周刊》的资料中显示了真正飞行状态下翼尖向下的姿态，泄密了。4 r) q4 Y j3 A8 C1 O l, I" B" [
$ h% c0 H/ i! O
X-51的主要研究目的是超燃冲压，气动外形考虑了用激波产生升力的问题，但有效气动控制和机动飞行不是主要研究目的，因为不期望超燃冲压能有足够长的工作时间（实际达到140秒，连火箭助推段和熄火后滑翔段达到M5以上共210秒），只要保证稳定飞行就是胜利。事实上，到现在为止，“星空2号”是世界上第一个在公开报道中实现高超音速大幅度机动飞行的。从这一点来说，“星空2号”就是真厉害了。
& e, m% r* f/ U
7 p. Y& [! O L- @& HX-51的意义不容低估，其气动设计和超燃冲压绝对是有借鉴意义的。但以X-51在8年前就实现了210秒M5+飞行来否定“星空2号”，就像“我们在宋朝就发明火箭了”来否定二战V2导弹一样，缺乏实际意义。强调HiFIRE可以达到M8也是一样，助推-滑翔型高超音速飞行器的释放速度不是最大的挑战，机动飞行才是，而HiFIRE 4的飞行时间才5秒，计划中的HiFIRE 8也只有30秒（一说60秒）。
6 i. S" A* p- e3 r: s: |% _% s
8 i) |' X: K# ]% Q# @ F2 y“星空2号”不是十全十美的。完美的高超音速乘波体应该配备超燃冲压发动机，最好还是TBCC（Turbine Based Combined Cycle）那样与涡喷相结合的组合循环发动机，可以完成从水平起飞到水平着陆。厦门会议上透露，中国在超燃冲压和TBCC方面的发展也很快，详情请见《中美高超音速飞行器谁离星辰大海更近》。“星空2号”的射程也相对有限，400秒的M6飞行大约相当于650-700公里飞行距离，采用BP-12A的助推级也意味着飞行器重量有限。但中国的高超音速科技树枝繁叶茂，“星空2号”只是惊鸿一瞥。3 a, \1 L% ]- |; S
3 L4 r) `( L f" n1 P! B. \! m
中国高超音速技术领先了，但美国的高超音速发展是走了弯路的。美国强大的空中力量使得短程弹道导弹显得多余，中导协议又禁止了中程导弹的发展，一步跳到洲际导弹级的HTV-2又技术跨度太大，所以在乘波体和飞行控制方面落后了。美国的重点在超燃冲压，只有首先突破有效、可靠的动力，高超音速对美国才有意义。当然这方面也没有真正突破，造成美国今天的困境。
1 E2 P: n$ W: L% |4 o- u* o9 Z/ `5 h4 f6 y- I
但科学技术不是巫术，中国做得到的，假以时日，美国也做得到。这话平常是反过来说的，但在高超音速方面还真得这么说。发达国家不是一夜之间发达起来的，人家也在努力领先，但中国也有厉害的地方，高超音速就是一个例子。回到一开始的问题，“星空2号”厉害吗？厉害的！后面还有更厉害的！
4 g3 s1 T) R f f% a. x |
评分
-
查看全部评分
|
雷达卡
楼主
收藏
分享
淘帖
支持
反对
提升卡
置顶卡
沉默卡
喧嚣卡
变色卡
抢沙发
千斤顶
显身卡
发表于 2018-8-14 10:26:03
