高超声速导弹的动力选择及展望（上）_风闻

 感谢观察者网长期以来跟踪报道高超声速领域各种新闻，感谢席亚洲、施洋、王世纯等编辑的辛勤工作和独到见解。我经常看观察者网的军事和科技新闻，算是老读者了，今天分享个人思考的一些结果。文章借鉴了观察者网和风闻社区的内容，在下篇文末会列出参考文献。

高超声速导弹一般指大气层内长时间飞行速度高于6倍声速的导弹，包括高超声速滑翔导弹和高超声速巡航导弹，前者一般使用火箭助推爬升到一定高度（临近空间）然后开始滑翔，后者一般使用超燃冲压发动机等吸气式动力装置，几乎全程动力飞行。虽然弹道导弹再入段的速度可达25倍声速，但是其弹头需要在大气层外飞行较长时间，即使能够进行变轨或大气上层水漂机动，其机动能力终究是有限的，轨迹可预测，被反导系统拦截的概率较高。而高超声速导弹能够在大气层内或临近空间全程高超声速飞行，利用气动力实施大范围机动，轨迹几乎不可预测，而且全程平均速度比弹道导弹更快，突防能力与弹道导弹不可同日而语，现有反导技术几乎无法拦截。

高超声速导弹的概念在70年前已经出现，直到近几年才达到实用阶段。中国的东风17和东风5改进型、俄罗斯的“先锋”已经应用了高超声速滑翔技术，俄罗斯的3M22“锆石”据称是世界上第一款实际装备的超燃冲压导弹，美国正在同时进行多个高超声速导弹研发计划。整体看来，高超声速导弹技术的成熟和扩散正在加速，欧洲、印度、朝鲜、伊朗一定也在努力研制高超导弹。任何一种武器都是有生命周期的，随着高超导弹的扩散和反高超导弹技术的发展，高超导弹必然不断迭代改进和分化，今天展望高超声速导弹的发展趋势，对于我国高超声速技术的发展有积极意义。

钱学森和东风

对于这种研究，兰德公司是水平最高、经验最丰富的机构之一。兰德公司不仅与美国空军有紧密关系，而且从上世纪60年代到90年代出版了不少相关报告，包括非常专业的高超声速空气动力学研究报告，和NASA的报告不相上下。这样一个专业的智库，2016年以来竟然只公开出版了一篇高超声速相关研究报告，这是很反常的，可能的解释是其相关研究项目和报告都是保密的。由于缺乏权威的参考文献，本文根据公开文献和互联网消息对高超声速导弹动力的发展趋势进行了粗浅的思考。

1. 高超声速导弹简介及动力问题

分析高超助推滑翔导弹的性能特点时，人们经常拿高超声速滑翔弹头(hypersonic glide vehicle, HGV)与弹道导弹机动再入弹头(maneuvering reentry vehicle, MaRV)作比较。机动再入弹头的典型应用是美国80年代的潘兴2导弹，其双锥体弹头和再入机动控制舵显著提高了攻击精度和突防能力，此后这种布局也应用于中国的东风15B、东风21C、东风26等导弹。高超滑翔弹头的飞行高度低，横向机动能力强，能够大幅压缩反导系统的预警和反应时间，显著增大拦截难度。

高超声速滑翔弹头的轨迹特性

从技术发展路径来看，高超声速滑翔弹头作为机动再入弹头的换代产品，在发展初期却被机动再入弹头碾压。20世纪50年代末，为了克服高超声速飞行的升阻比屏障，提出了乘波体概念，然而当时的设计方法十分原始，设计出的乘波体性能不占优势，没有实际应用。直到90年代，乘波体设计技术逐渐成熟，基于吻切乘波理论设计出的乘波体性能显著提升，最终发展出东风17等高超滑翔导弹。近年来，为了进一步提升乘波体的性能，发展了三维弯曲激波反设计方法和高压捕获翼等新构型。

乘波体设计的一些新进展

目前，高超滑翔弹头的各项技术已经成熟，使用公开文献中的乘波体设计和优化方法就能得到性能不错的气动外形，而且高超滑翔弹头的材料、热防护、控制制导等技术与弹道导弹是类似的，或者对已有技术稍加改进即可应用，技术难点应该主要在系统集成和工程可靠性层面，已经不存在只有极少数国家才能掌握的独门绝技。因此，美国在HGV研发上滞后的原因可能是缺乏高性能地面实验设施、工业基础能力下降、决策滞后和研发部门效率较低，这使得2025年之前美国在高超声速武器领域落后于中国和俄罗斯。另一方面，美国在反弹道导弹技术上累计投入了上千亿美元，其反导系统建设还未全部完成，目前据推测能同时拦截数十枚洲际导弹。现在高超滑翔弹头改变了游戏规则，花费巨资建设的反导系统可能成为摆设，这多少是令人难以接受的。这样看来，反导项目其实一直在挤占美国高超声速武器的研发经费，而且由于巨大的沉没成本，虽然高超声速防御项目一度宣告失败，美国仍将继续升级反导系统，为其增加拦截高超声速导弹的能力。

美军反高超声速导弹计划失败，将重新考虑技术方案 

高超声速巡航导弹（hypersonic cruise missile, HCM）是在亚燃冲压导弹基础上继承发展而来的，相比高超滑翔弹头，其技术更复杂，技术成熟度也更低。军事用途的超燃冲压发动机一般使用煤油或固体燃料，避免液氢等低温燃料的贮存问题，并简化发射程序，缩短发射响应时间。X-51A使用航空煤油，“锆石”导弹很可能也使用煤油。煤油同时作为主动冷却系统的冷却介质，通过吸热裂解防止发动机结构被高温破坏，这对发动机推力性能也有影响。超燃冲压发动机目前面临的科学和技术问题还有不少，下面讨论与导弹相关的几个问题。

X-51A模型

“锆石”的进气道形式仍然模糊，不排除采用X-51A相似构型的可能性

HiFire-2试验飞行器结构

首先是发动机的不起动和再起动问题。冲压发动机的机动性一般不如火箭发动机，原因就在于吸气式发动机的气流捕获、燃料掺混和燃烧释热所需来流条件较为苛刻，飞行姿态剧烈变化容易导致发动机不起动。因此，解决不起动/再起动问题对于拓宽超燃冲压发动机工作包线、提升导弹的机动性至关重要。由于进气道和燃烧室的耦合关系，进气道或者燃烧室工作异常都会导致发动机不起动，严重时飞行器将丧失推力，而再起动又往往面临许多制约因素。超燃冲压发动机的起动需要借助火箭助推获得的速度，不起动发生时助推火箭已经抛掉，只能通过改变飞行姿态或者借助内部的辅助起动装置重新建立正常工作状态，这就带来了更多问题。

以进气道为例，对于进气道不起动，一般可以通过加快入口气流速度来实现再起动，改变攻角可以加速，但是一些情况下这样的操作没有用，或者会导致另一种不起动（超额定不起动）。为此，人们研究了各种辅助起动装置，例如边界层抽吸、平移唇罩、鼓包DSI等等，这些方案要么导致额外增重，要么需要打孔降低结构强度，要么效果不是很好。更危险的是变几何带来的密封问题，高温气流的破坏性很强，X-51A就曾因为密封问题导致试飞失败，因此变几何方案的难度很大，对于追求可靠性的导弹来说必须“慎之又慎”。超燃冲压发动机不起动和再起动的研究虽然已经持续了几十年，仍然不算完善，目前连最基本的不起动和再起动边界都没有通用的预测方法，工程上只能靠海量仿真和试验来研制型号，对相关物理机制的认识还有待深入。此外，发动机和燃烧室都存在迟滞现象，发动机控制规律复杂；超声速燃烧不稳定可能导致熄火…还有很多历史遗留问题。

超燃冲压发动机示意图

加速再起动（左）和通过抽吸改出超额定不起动（右）

法俄联合试验的超燃冲压发动机变几何方案

第二个问题是高超声速燃烧。高超巡航导弹的速度普遍低于高超滑翔弹头，例如“锆石”的最大速度约为8倍声速，而东风17的速度在10倍声速以上。为了进一步提高巡航导弹的突防能力，压缩敌方反应时间，需要研制10~15的高超巡航导弹。>10的吸气式发动机只能使用氢燃料，这对于导弹是不利的。飞行马赫数大于12，燃烧室入口气流马赫数将大于5，属于高超声速燃烧，相关研究还很少。这种情况下, 燃烧释放的热量与气流总焓相比很少，通过燃烧向气流添加能量得到的推力十分有限，超燃冲压发动机的推力效率可能很低。因此，典型超燃冲压发动机的巡航段马赫数最高约为1215，导弹只能通过末段冲刺来达到更高的速度。这样就吸气式高超导弹的发展需要考虑其他技术路径，例如激波诱导燃烧或者斜爆震发动机。

第三个问题是大尺寸超声速燃烧室。实现超声速燃烧需要稳定火焰，稳定火焰有两种方法，一种是提高火焰传播速度，另一种是制造低速回流区。由于提高火焰传播速度的等离子体、电弧、激光等手段耗能太大，一般在燃烧室内设计凹腔，通过制造回流区辅助点火并提供高温区域作为热源维持火焰。有一种激进的看法是，现在的超燃都是伪超燃，因为火焰依靠凹腔稳定在很小的范围内，大部分释热发生在凹腔里以及距离壁面很近的边界层内，主要还是亚声速燃烧，只不过燃烧室里存在超声速气流而已，所谓的“10级大风里点燃一根火柴”听着很厉害，其实是躲在一个背风的洞里点火柴，不讲武德。这种说法虽然有些夸大，但是指出了一个重要的问题。

X-51A的唇口高度约160~180mm，燃烧室入口高度推测为70~90mm，航程约700-1000km

目前研究的超燃燃烧室多是小尺寸的，如果发展1万公里射程的远程巡航导弹或者高超声速侦察机，燃烧室必然要放大。燃烧室内部边界层厚度大约与燃烧室尺度的0.8次方成正比，即边界层厚度的增长慢于燃烧室尺寸增长。参考下图中40mm高的燃烧室，火焰高度大约为20mm。如果将燃烧室入口放大到120mm，边界层厚度增长为原来的3^0.8=2.4倍，假设火焰高度与边界层厚度成正比，火焰高度将达到48mm，即0.4倍入口高度。即使以更大的比例放大凹腔或者提高燃料喷注压力，也无法提升火焰高度，反而带来更多的摩擦损失。实际情况比这更恶劣，火焰高度可能只有30mm，如果设置双侧凹腔和喷注点，还剩下60mm区域没有火焰，火焰向燃烧室的核心流动区域释放的热量太少，发动机的推力性能很差。大尺寸燃烧室的问题可以通过设置多个模块化小型燃烧室来避开，但是模块化燃烧室必然带来增重等问题。另一种解决方法是设置支板等侵入式燃料喷注装置，这种结构在高温高速气流中是很脆弱的，冷却十分困难，难以实用化。因此，中等尺寸/大尺寸燃烧室是当前制约远程高超声速巡航导弹发展的一个重要问题。

入口高度40mm的燃烧室，火焰范围能达到燃烧室高度的一半

第四个问题是固体燃料（固体火箭）超燃冲压发动机的研制。固体火箭冲压发动机已经应用于空空导弹，例如欧洲的“流星”导弹。固体冲压发动机密度比冲高、安全性好、比推力大，更适合需要快速反应的战术导弹。近年来，固体燃料超燃冲压发动机研究热度上升，这是与军事需求相关的。早期的研究直接把固体药柱加工成燃烧室型面，虽然能实现短时间超声速燃烧，但是燃烧室型面随着药柱燃烧变形，难以维持稳定燃烧。目前的研究集中在带有燃气发生器的超燃冲压发动机，并借鉴液体燃料超燃冲压发动机的凹腔稳焰等技术。固体燃料高超声速空空导弹确实有不小的市场，一旦实现技术突破将产生巨大的影响。然而一些问题也需要考虑。固体发动机比冲低于液体发动机是固体导弹先天的缺陷，而且富燃气流中的燃料颗粒与空气掺混不充分，燃烧效率低，这些问题的解决都需要时间。“流星”空空导弹的研发历时10年以上，固体超燃冲压技术的发展也不会一蹴而就，而且固体超燃的最大飞行马赫数很可能不超过6，这就给了液体超燃冲压发动机一个机会。液体碳氢燃料超燃冲压空空导弹很可能先于固体超燃冲压弹出现，用于超远程攻击预警机、加油机等重要目标，如果战斗机携带不便，可以由轰炸机携带。

“流星”固体火箭亚燃冲压空空导弹

固体燃料超燃冲压发动机

带有燃气发生器的固体火箭超燃冲压发动机

2. 突防能力与用途

用户需求是决定导弹动力选择的最关键因素。导弹突防能力是最重要的指标，但是其他性能（射程、可靠性、成本、适装性等）的权重也很大，加起来甚至超过突防能力，因此分析各种动力的优劣是一项非常复杂的工作，需要的信息量也很大，需要一个团队才能完成。通过比较各种发动机的速度、射程和机动性特点，大致得到一些结论。

本文将突防能力视为5个指标的加权平均结果，包括：速度、机动能量、轨迹灵活性、隐蔽性和弹头抗毁伤能力。公式如下：

突防能力=速度*a1+机动能量*a2+轨迹灵活性*a3+隐蔽性*a4+弹头抗毁性*a5

速度的权重一般来说是最大的，但并不是决定性的。其他4个指标的权重目前还没有很好的量化标准，只能凭感觉来取，就不详细讨论了。下面对各项指标补充一些信息。

速度：

高超声速导弹相比弹道导弹的绝对速度并不占优势，然而弹道导弹飞出大气层外走了不少弯路，高超声速导弹的轨迹高度不超过30km，所以后者的全程平均速度可以更快。例如东风5号全程实验，从100.3ºE, 41.12ºN到7ºS, 100.18ºE，全程7900千米，弹道射程9500千米，飞行时间1744s，全程平均速度4.53km/s，弹道平均速度5.44km/s，而高超声速滑翔弹头只需达到15就能和弹道导弹一样快。吸气式导弹在速度方面处于劣势，只有斜爆震发动机能够达到滑翔弹头的速度。这一劣势在射程5000km以上时将十分明显，对于射程2000km以内的任务，两者的差异不太大。本文假设高超滑翔弹头的典型飞行高度为30km，超燃冲压导弹的飞行高度为25km。对应的声速为：30km，声速301.7m/s；25km，声速298.4m/s；20km，声速295.1m/s。

机动能量：

高超滑翔弹头一般只携带用于姿态调整的喷流装置或者小型火箭。可任意多次点火的电控固体推进剂可能也有应用。滑翔器与助推火箭分离后，滑翔器总的可用能量就是滑翔开始时刻动能和势能之和，这些能量完全来自助推段火箭，是有限的。由于能量约束，高超滑翔弹头的机动能力达不到随心所欲的程度，其机动是有一定规律可循的，例如转弯时高度要降低多少、速度如何变化。高超滑翔导弹是以快取胜，很少走弯路，极高的飞行速度和无垂尾构型也决定了其横向机动必须以飞行稳定为前提，如果防御方能够利用足够多卫星与预警飞艇、无人机等组网实现实时空情监测，在滑翔中段可以判断出滑翔器的大致目标区域，从而得到拦截的机会。

虽然吸气式导弹的速度显著低于高超滑翔弹头和弹道导弹，但是由于吸气式导弹自带动力，可供机动的能量更多，突防能力未必更差。吸气式导弹的氧化剂来自空气，比冲远高于火箭，在保证发动机正常工作的前提下，其机动的范围要远大于滑翔或再入弹头。吸气式导弹在机动能量上的第一个特点是，爬升之后仍然可以用发动机加速，可以在大气层内灵活调整高度，这是滑翔/再入弹头不具备的能力。第二点是可以选择更隐蔽的路径来接近目标，可以接受更多的能量浪费，例如飞过目标之后再绕回去攻击，甚至能在指定区域搜索一段时间再攻击。这样的攻击方式不适用于滑翔弹头，因为滑翔器最终都要由助推火箭来提供能量，为了弹头机动把战术导弹的助推火箭做成东风41那么大是很不经济的。当然对于战略级的、携带核战斗部的滑翔弹头，助推火箭是液体火箭，这样似乎也可以。

不同动力的比冲与马赫数关系

轨迹灵活性：

轨迹灵活性与机动能量有联系，但是各有侧重点。有了机动能量，如果发动机工作包线过于狭窄，也不能实现优异的机动性。另一方面，如果能进行大过载机动而没有能量补充，那么飞行是不能持久的，对于突防没有意义。吸气式导弹和滑翔弹头就体现了这种关系。

对于吸气式导弹来说，为了避免发动机不起动，对于速度和攻角及其改变率有所限制。另一方面，吸气式发动机存在薄壁结构，结构强度不如滑翔弹头，其内部的燃料加压和冷却系统也不能接受大过载机动。发动机的存在提供了足够的能量，但是同样限制了其灵活性。然而有能量终究是好事，随着技术进步，发动机的工作包线是可以拓宽的，超燃冲压导弹还有性能提升空间。

对于滑翔弹头，由于结构强度较大，且不需要考虑发动机的工作状态，可以进行大过载机动。这对于末段突防有利，但是由于没有能量补充，滑翔中段的轨迹灵活性受限。即使滑翔器自带火箭，由于火箭比冲低于吸气式发动机，能补充的能量也很少，反而增加成本。还有一个比较重要的问题，助推滑翔导弹的上升段轨迹比较呆板，在上升段遭到拦截的可能性虽然比较小，但是不能排除。如果助推火箭在上升段被破坏，滑翔弹头将直接报废。这一问题对于舰载和潜射导弹来说比较严重，因为舰船可能在远洋发射导弹，很难保证绝对的制空权。

隐蔽性：

滑翔弹头的隐蔽性稍差。首先，滑翔弹头在上升段使用的助推火箭一般较大，而且轨迹简单，容易被红外侦察卫星发现。吸气式导弹的助推火箭只需加速到4左右即可，火箭较小，火箭工作时间更短，被发现的概率更小。其次，飞行速度越快，气动加热越剧烈，表面温度越高，滑翔弹头速度快的优点削弱了其隐蔽性。第三，吸气式导弹的飞行高度可以稍低于滑翔弹头，20-25km的飞行高度相比30km飞行高度，可以压缩海平面上雷达/红外探测器的反应时间，隐蔽性稍好一些。

不同导弹的飞行高度

弹头抗毁伤能力：

高超声速飞行器虽然突防能力强，但其实是很脆弱的。为了实现足够远的射程，其结构和热防护冗余很小。反导拦截弹的爆炸破片只需在其防热材料上划一道，高温气流就能破坏飞行器的结构，让飞行器偏离目标甚至解体。目前的反导导弹难以拦截高超声速导弹，但是反导技术是在进步的，而且高超声速导弹抵御激光、微波武器的能力可能还不如弹道导弹，因此有必要评估导弹的抗毁伤能力。

对于滑翔弹头来说，虽然其热防护能力不比弹道导弹弱多少，但是高超声速滑翔把材料的性能已经发挥到了极限，15以上的高超滑翔器很可能需要额外的冷却措施，以降低驻点附近热流，例如气动杆+喷流或单纯的喷流。激光照射容易对杆或者孔造成破坏，使冷却系统失效。对于吸气式导弹，由于存在较尖锐的结构和薄壁结构，如果激光将这些部位熔融破坏，飞行器的性能将急剧下降，难以准确命中目标。而且已经有研究发现，外加热源能够影响高超声速进气道的工作状态，激光甚至不需要破坏飞行器结构就能干扰发动机工作，甚至导致不起动。总之，高超声速导弹本来就是追求工程极限的产物，刀尖上跳舞的平衡是很脆弱的，激光拦截不需要直接把导弹打成碎片，让其偏离目标即可。

高超声速滑翔器驻点附近设置气动杆或逆向喷流孔

热源可影响高超声速进气道的工作状态

冷战时期，美国和苏联对激光反导开展了不少研究，苏联还发射了试验航天器。近年来，美国和俄罗斯都在激光武器上取得进展，俄罗斯的激光武器据称使用核电源。高超声速导弹的发展必然刺激激光武器的发展。虽然今天激光反导不太靠谱，但是不能大意，高超声速导弹发挥战斗力需要整个系统的支撑，破坏任何一环都将导致导弹偏离目标。例如，高超滑翔弹头和机动再入弹头为了攻击的准确性，不少采用光学窗口进行末段成像制导，这个光学窗口是需要用特殊手段来冷却的，如果用激光破坏里面的传感器、致盲这个窗口，就使得成像制导失效，虽然还有其他制导手段，但是导弹的命中率肯定会显著降低。又如，“先锋”等高超滑翔器可在飞行中接收卫星指令以更新目标和修正弹道，如果用微波武器破坏其天线，可使其无法接收卫星信号而飞向错误的位置。也可以使用具有电磁脉冲战斗部的拦截器，在高超声速导弹附近引爆，毁伤其内部电子元件，破坏制导和控制系统。总之，高超声速导弹仅凭速度并无致胜把握，这一点我们应该有清醒的认识，并尽早加强高超声速武器的电子对抗、电磁防护研究，提升抗毁能力。此外，我国也已经启动空间核电源的研发，10年之内太空激光反导将不再是科幻。

太空激光反导概念、试验航天器以及美、俄近年来的进展

高超声速飞行器的光学窗口

微波武器引爆路边炸弹

投掷能力和战斗部类型：

高超声速导弹与弹道导弹的弹头在飞行末段都具有巨大的动能，这使得弹头不需要携带大量炸药就能得到很大的杀伤力。吸气式导弹的动力系统占用了大量弹内空间，所以吸气式导弹战斗部重量较小。虽然400kg的弹体以8倍声速命中，完全可以瘫痪甚至击沉一艘万吨级驱逐舰，然而战斗部过小也限制了其多任务能力，一些特殊功能的战斗部需要优化、减重以匹配吸气式导弹。此外，吸气式导弹内部结构紧凑，天生适合作为动能武器使用，不适合搭载核战斗部，这一特点可能对未来的导弹使用产生比较重要的影响。高超滑翔器非常适合搭载核战斗部，容易引起有核国家之间的误判。如果各国默认吸气式导弹是常规武器，那么吸气式导弹的使用门槛将明显低于高超滑翔器，未来的产品需求量显然很大。滑翔弹与吸气弹的关系可能类似于今天的弹道导弹与巡航导弹的关系，弹道导弹在国际军火市场是受到更严格限制的。

X-51A的结构十分紧凑

各种导弹的性能估算结果列举在表1中，这些结果只能定性提供一些信息，而且肯定是不严谨的，主要目的是勾勒出大致的应用背景，给读者留下思考的线索。“相同射程起飞重量”还有一个前提是向目标投掷相同的重量，默认都从海平面用火箭助推发射，没有考虑动能与爆炸当量的换算关系。值得注意的是，斜爆震发动机由于结构简单，比冲很高，飞行速度快，是最有军事价值的吸气式动力，然而其技术还很不成熟。

高超声速导弹动能与爆炸当量的换算

表1  不同导弹性能比较

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