“快速全球打擊”系統的關鍵技術

自2002年正式提出“快速全球打擊”概念以來，美國國防部先后提出一系列備選方案，但受需求、經費和技術等方面原因的影響，其方案仍處于不斷調整之中。目前，美軍探索的“快速全球打擊”方案大致可分為四種：一是基于助推－滑翔式武器的方案，二是基于高超聲速巡航導彈的方案；三是基于天基打擊武器的方案；四是核彈道導彈改裝常規彈頭方案。

上述“快速全球打擊”的各個方案都面臨著一些共性的關鍵技術問題，如熱防護問題，制導、導航和控制精度問題，彈藥和傳感器配置問題，推進系統的開發問題等。

氣動外形設計

助推滑翔式武器和X－51A飛行器均采用具有較高升阻比的“乘波體”結構。所謂“乘波體”，是指一種外形呈流線形、所有的前緣都具有附體激波的超聲速或高超聲速的飛行器。這種乘波體外形具有較高的升阻比。

HTV－1的升阻比為2.5，HTV－2將達到3.5－4。X-51A也采用乘波體構型，前段為近似楔形頭部，可以形成按一定角度分布的激波系，不僅能為飛行器提供升力，且有助于發動機工作。中段為近似方柱形機身，無機翼，機身中部下面有下凸鏟形進氣口，其整流罩向后—直延伸到機身尾部。由于采用乘波體構型，其升阻比比傳統外形高很多。

熱防護系統技術

“快速全球打擊”武器以極高速度運行，因此對熱防護技術提出了更高的要求。

與傳統彈道導彈相比，助推－滑翔式武器在大氣層內飛行時間更長。CSM－1在大氣層內滑翔時間為800秒，CSM-2在大氣層內滑翔時間為3000秒，而傳統彈道導彈在大氣層氧化環境內飛行時間約60秒。助推－滑翔飛行器所配備的熱防護系統必須能夠保證其在大氣層內以高超聲速長時間運行。當前所采用的熱防護系統重量較重且體積龐大，不適宜在大氣層內較長時間滑翔飛行。

助推－滑翔式武器的熱防護系統將采用碳－碳和碳化硅材料，通過采用這種更先進的材料，新型熱防護系統將擁有外形更穩定的鼻錐，適當的飛行燒蝕率以及盡可能小的熱傳輸率。HTV-1對現有的耐高溫材料進行了改進，大部分是硅化碳和碳－碳材料，并使用了新的氧化涂層，能夠在超過1650攝氏度的環境中保持10分鐘至1小時，并能使用10次。HTV-2將試驗能在1090攝氏度持續1小時熱絕緣結構。

X-51A飛行器根據預測的熱負荷，選擇不同材料和厚度來實現被動式熱管理。一般說來，高超聲速飛行器所使用的熱防護系統可分為被動式、半被動式和主動式三大類。其中，主動熱防護系統的結構和技術較為復雜，檢查、維護、維修不便，同時發展不成熟；半主動熱防護系統方案介于被動防熱和主動冷卻方案之間，發展也不成熟；被動熱防護方案中，熱防護材料在加熱環境中會產生一系列物理和化學反應；在這些反應過程中一方面消耗了熱防護材料，一方面以不同方式分散和消耗環境給予這些材料的熱量，以保證飛行器內部結構在允許溫度下工作。不過，被動熱防護系統只能一次性使用，并會發生燒蝕變形。但X-51A計劃的最終目標是研制一種高超聲速打擊武器，因此X-51A飛行器使用被動熱防護是合適的。X-51A熱防護材料主要采用瓷瓦和泡沫材料。機身表面覆蓋有輕型熱防護系統泡沫和瓷瓦，前緣則為碳－碳復合材料。鎢鼻帽表面覆蓋二氧化硅防護層，用于承受前部的高熱負載，并作為壓載用于保持縱向的穩定。

X-37B的熱防護系統由各種熱防護瓦和熱防護毯組成，翼前緣由熱防護瓦構成，襟副翼和方向升降舵材料使用了“碳－碳”結構和“碳化硅”結構。前緣可承受1621℃以上的溫度，表面的熱防護系統可耐受1316℃高溫，在迎風高溫環境下，熱防護系統組件的耐久性是現有材料的10倍。

滑翔控制技術

助推－滑翔式飛行器一般具有較遠的航程，借助滑翔控制技術可以對遠程目標進行精確打擊。其原理是利用飛行器在飛行中產生的升力與重力平衡，升力主要由飛行器自身的升力體結構和動力舵控制來實現，同時可通過調整滑翔規律參數進行制導控制，以滿足滑翔控制和導引精度要求。

導航、制導和控制技術

由于核武器的殺傷半徑大，因此彈道導彈達到所需精度相對較容易，而常規快速全球打擊武器飛行速度高，機動范圍大，飛行器狀態參數變化大，要達到數米的精度誤差，對控制系統的穩定性和可靠性提出了更高的要求。一般采用兩種或多種導航方式相結合的組合導航技術，并采用具有自適應能力的制導與控制系統。

GPS和慣性制導各有優缺點。GPS的主要優點在于，它能以較高的精度和有限的誤差提供位置數據，但GPS信號容易丟失，也容易受到干擾，而等離子體產生、機動時無法鎖定載波、干擾等因素都能造成GPS信號中斷。而慣性導航通?；谕勇荨皯T性測量裝置”(IMU)，可實時提供精確的導航數據(加速度、速度、位置和姿態)，具有比GPS強得多的抗干擾能力。因此，當GPS受到干擾或因等離子層衰減而導致GPS信號中斷時，IMU可在地面目標附近區域提供精確導航。但慣性制導可能在一段時間內會累積誤差，而GPS提供的精確位置反饋可給予糾正。這樣一來，GPS和慣性制導兩種導航系統可以進行互補。

助推－滑翔式武器可能會采用GPS／慣性制導復合制導方式。在大氣層外采用GPS輔助制導；在高速再入大氣層進入“黑障”區飛行產生等離子鞘層對GPS信號造成干擾時，將采用慣性制導；穿過“黑障”區后采用GPS制導。

彈藥和傳感器配置技術

如果再入飛行器布撒了另一個可操縱的武器投射體，那么對再入體末段高精度的制導、導航和控制的技術要求就會大大減少。上述的多個“快速全球打擊”系統概念都依賴于布撒子彈藥、武器或無人機；在再入飛行、高超聲速滑翔或巡航之后，布撒可能在高速或低速情況下進行。

對子彈藥的高速布撒所面臨的重大難題是，如何在對彈藥進行氣動捕獲的同時控制所布撒的彈藥，以免它們與再入體再次接觸。作為對高速布撒的替代方案，再入體可以較低的速度飛行，這將大幅降低布撒彈藥所面臨的挑戰。

飛行中通信技術

對于助推－滑翔式導彈和高超聲速巡航導彈，飛行中通信將實現飛行中瞄準更新以及目標重新捕獲和驗證。

飛行中瞄準更新。飛行中瞄準更新對于任何打擊移動地面目標的遠程系統來說都是至關重要的組成部分。助推－滑翔式導彈必須要有穩定的、持續不斷的報告以摧毀正確的移動目標。通過飛行中瞄準更新到達正確目標附近，助推－滑翔式導彈或高超聲速導彈可以布撒導引頭制導的武器殺傷目標。

重新瞄準和待機能力。在常規快速全球打擊武器發射后，可能會出現更有價值的目標，也可能會丟失主要目標(例如，主要目標可能進入地下)，因此需要尋找第二目標。飛行中通信可以在這些情況下為指揮官作出必要的變化提供靈活性。

通信手段。用于“常規快速全球打擊”武器飛行中通信的最有前途的通信手段是利用現有的特高頻(UHF)衛星。這一頻段可以讓武器裝一個簡單的全向火線。特高頻數據傳輸率雖然有限，但足以滿足目前的所有應用，包括戰斗損傷評估。在有足夠優先權的情況下(總統下令使用的武器應該具有足夠的優先權)，衛星信道可以可靠地提供使用。但使PGS具備這類能力的可能性會受到再入期間形成的等離子體鞘層的影響，對射頻通信信道造成干擾。飛行器速度在10馬赫以上時可能會產生等離子體鞘層，而速度達到約20馬赫時則肯定會出現。高度也是一個因素，等離子體效應出現在約9.15公里到91.5公里之間的高度。再入體的形狀很重要，鈍頭體會形成較高密度的等離子體。最后，燒蝕材料和誘發等離子體污染物含量較高的材料很可能會增加等離子體密度。因此，進行認真的設計和試驗以評估再入飛行器周圍等離子體形成的影響，對于飛行中通信以及GPS信號接收是非常重要的。

推進系統技術

火箭推進系統。執行常規快速全球打擊任務的新型彈道導彈或助推－滑翔式飛行器將需要新型固體推進劑助推發動機。根據推進劑的敏感度，這些發動機通常分為1.1級或1.3級。1.1級推進劑是高能推進劑，可在高壓條件下起爆。1.3級推進劑由于不是高能的，故在相同條件下不會起爆。美國國防部傾向于所有新型武器系統都使用非敏感(不爆震)彈藥，因此常規快速全球打擊系統可能使用1.3級助推器推進劑。

吸氣式推進系統。實現高超聲速飛行，最具挑戰性的就是推進技術。高超聲速推進系統包括火箭式和吸氣式兩類。利用兩種以上不同類型吸氣式發動機的組合，是實現高超聲速推進的有效途徑。高超聲速組合推進的概念通常是采用渦輪發動機和雙模態亞燃／超燃沖壓發動機，先由渦輪發動機加速并達到一個接力馬赫數，然后由雙模態的亞燃／超燃沖壓發動機把飛行器推進到更高的馬赫數。

目前，各國發展高超盧速技術主要選用超燃沖壓發動機作為推進系統。高超聲速空氣在燃燒室中的滯留時間通常只有1.5毫秒，要想在這樣短的時間內將其壓縮、增壓，并與燃料往超聲速流動狀態下迅速、均勻、穩定、高效率地混合和燃燒是十分困難的。因此需要對發動機尺寸、形狀以及燃料種類、噴注器設計、燃燒機理進行綜合性理論和試驗研究。超燃沖壓發動機的另一個技術困難是飛行器必須達到一定的速度才能啟動(雙模態超燃沖壓發動機也是如此)，因此需要有助推器提供初速。目前高超聲速推進技術的研究重點是：動力裝置總體方案，沖壓發動機進氣道設計理論與試驗；燃燒組織、燃燒室設計和燃燒室試驗；沖壓發動機噴管與利用飛行器后體補充膨脹；先進控制和燃料供給系統；沖壓發動機燃料及熱沉利用；雙模念超燃沖壓發動機技術驗證試驗等。

對于高超聲速飛機、跨大氣層飛行器和空天飛機而言，如何實現助推固體火箭與超燃沖壓發動機的最傳組合是一個很大的難題。火箭與超燃沖壓發動機可以有多種不同組合方式，如混合式(助推器并／串聯捆綁)、組合式(助推器／發動機一體化)、復合式(火箭引射亞／超燃沖壓)。