计划局（DARPA）联合提出、由波音公司设计研制、普惠·罗克达因公司（PWR）提供超燃冲压发动机的高超音速无人飞行器，目的是验证常规碳氢燃料在吸气式高超音速飞行上应用的可行性。美方希望“驭波者”可以加速到5倍以上音速，超燃冲压发动机持续稳定工作飞行300秒以上，为今后推动高超音速武器研制以及军、民用空天飞行器的应用奠定工程基础。
研制发展背景
美国高超音速飞行领域研究由来已久，如上世纪50年代研制的最大速度达到4.5马赫的超音速验证机X-7以及60年代研制的著名SR-71“黑鸟”高空高速侦察机和最大速度可达3.6马赫的D-21B无人侦察机。这些飞行器之所以能达到如此高的飞行速度，关键就是这些飞行器都采用冲压发动机。冲压发动机的工作过程就是飞行器高速飞行时迎面高速来流进入发动机进气道后经过减速，提高静压力的过程。具体地讲，高速气流经过多道激波扩压减速后，气压和温度升高。气流进入燃烧室并与燃油混合燃烧，燃烧温度达到2000℃以上，燃烧后的废气经过膨胀加速，最后由喷口高速喷出，从而产生强大的推进力。由于该过程不需要笨重的、高速旋转的空气压气机和涡轮，所以冲压发动机的推比很高。
受冲压效果及效率的影响，冲压发动机在较低航速下一般不能自行工作，需要额外动力源推进加速，所以这种发动机需要串接一个助推火箭发动机。受冲压发动机飞行包线、使用范围以及效率的影响，冲压发动机适合飞行在动压在25千帕～70千帕范围内。如果动压过小，会导致发动机进气压差小，发动机效率低，推力小。如果动压过大，则会导致热障温度高、飞行阻力大，给机身结构重量以及耐热带来更高的要求。
对于传统常规冲压发动机，进入燃烧室的气流速度降到亚音速，所以这种发动机又叫亚燃冲压发动机，适合在3万米高度、5马赫速度以下范围工作。当飞行器的飞行速度超过5马赫时，传统常规亚燃冲压发动机已经不能正常工作，这时就需要采用超燃冲压发动机。所谓超燃冲压发动机就是，进入燃烧室的压缩空气来流速度不再降低到亚音速，而是仍然保持超音速，并在超音速情况下燃烧。由于超音速燃烧过程中气流速度下降、压力增加（这一点正好与亚音速燃烧相反），所以超燃冲压发动机在冲压段与燃烧室之间增加了隔离段，防止超音速燃烧时上升的压力反方向影响冲压气流，导致阻塞进气，影响发动机正常工作。
上个世纪70年代末期，美军方在XRJ-MA20S-4冲压发动机基础上（也就是D-21无人机上的冲压发动机），率先改造出世界上第一台采用液氢做燃料超燃冲压发动机，并成为后来X-30、X-43的先驱。由于在超音速情况下空气和传统燃料混合状况比传统亚音速状态下恶劣得多，燃料与超音速气流混合燃烧极其困难，除不易点燃外，燃烧效率也不高。受当时技术限制，美军方只能采用易挥发、易掺混燃烧的液氢作为燃料。此外，为了防止液氢在燃烧过程中被超音速气流吹灭，导致发动机熄火，研究人员在燃烧室前方超音速来流进口处附近采用了液氧助燃技术。
1978年年末，进行了抗热加固的D-21在首次试验中速度就达到了惊人的6.2马赫。由于液氢密度低，密封容器占用体积和重量又不能过大，这导致携带的燃料非常有限，发动机的燃烧时间也十分短暂。整个试验飞行距离才400多千米，虽然速度提高了近一倍，但航程却不及原来D-21航程的十分之一，实用性很差，美军仅仅试验数次就取消了该项目的继续发展。
到了80年代，里根总统上台。为了压制苏联咄咄逼人的气势，里根总统批准实施X-30 空天飞机计划——即国家空天飞机计划（NASP）。计划的目标是：研制和验证以液氢为燃料的涡轮/冲压/超燃冲压/火箭组合发动机为动力，可单级入轨的重复使用空天飞机。由于技术难度大、投入高以及1991年对手苏联的解体，该计划在匆匆造出缩比样机模型后，于1992年终止。
90年代期间，美国人又将高超音速研究转入到“极速”-X计划，即X-43计划。在历经了2001年首飞失败后，X-43终于在2004年试飞成功，并以9.7马赫的速度创造了当时吸气式喷气发动机的世界之最。但需要指出的是，X-43仍然采用液氢作为燃料，虽然能量密度大、易燃烧，但由于液氢依然存在密度低、不易存储加注，液氢燃料箱体积、重量大，可靠性及维护性差等缺点，因此潜在军事应用价值不高。美国空军研究实验室（AFRL）对该项目并不看好，转而和国防高技术研究计划局（DARPA）制定了更加实用但也更加复杂苛刻的“吸热式碳氢燃料超燃冲压发动机飞行验证机”（EFSEFD）计划，即后来的“超燃冲压发动机验证机—驭波者”（SED-WR）计划。波音公司和普惠·罗克达因公司（PWR）获准负责制造一架SED-WR飞行验证平台。2005年9月，该SED-WR飞行验证平台被正式命名为X-51A验证机。
整体气动布局构型及关键技术
同前辈X-30和X-43一样，X-51A验证机在整体构型上采用楔形头部、楔形平板升力体机身、四片尾翼以及特别进气道设计。整个机身外形酷似一个楔形的滑板。飞行器以高超音速在大气中穿行时，机头及机身部位将产生一系列激波，这带来极大波阻。为此，X-51A采用乘波体构型，通过飞行器与推进器两者之间的优化设计提高飞行器的气动、推进性能，提高升阻比，尽可能地将飞行中的不利因素转化为有利因素。机身上表面平滑，并与飞行方向的自由流平行，压差阻力较小，专门设计的楔形尖锐头部可以按照其应波角度，精确分布和组织激波系，使激波系产生的所有压力都直接转卸作用到机体下方产生波升力。由于机身下方在激波后的高压不会绕过前缘泄漏到上表面，波后高压与上表面低压之间没有压力沟通，所以X-51A的这种构型与传统气动外形相比具有很高的升阻比。这也是为什么X-51A被称为“乘波机”或者“驭波者”的原因。
为了应对高超音速飞行时飞行器表面面临的气动压力、阻力以及气动加热等不利因素，X-51A机身采用镍合金制造，机头部位采用钨合金配以二氧化硅作隔热层，以承受高温及气动载荷。X-51A的进气系统采用由飞行器头锥前部以及下方戽斗组合而成的复合多波系2元进气道，借助乘波构型，将高超音速气流产生的激波汇聚到腹部矩形2元进气口处，除产生预压缩空气外，对机体还产生额外抬升力。
高超音速来流受楔形头锥到戽斗形进口段的多个波系激波作用逐级减速增压并进入矩形的进气道内。进气道内专门设计有被称为“扰流器”或者“湍流发生器”的楔形凸台，目的是对来流进行预压缩以及将高速层流变成湍流。这样的设计有利于空气进入燃烧室后与喷射燃料掺混。进气道后端为调节隔离段，是超燃冲压发动机的关键部件。通过该调节段，可将高压气流调整到适合燃烧室工作的稳定压力，保证发动机在不同马赫数下能够稳定燃烧，稳定工作。同时它还可防止燃气压力反方向影响冲压气流，阻塞进气，导致进气道不起动。
与前辈X-43不同，X-51A独具匠心地采用了目前世界上首创的多项前沿技术。首先，X-51A采用的SJX61-2双模式冲压/超燃冲压发动机率先使用了常规碳氢航空燃料，即与著名的SR-71“黑鸟”相同的JP-7燃料。相对于液氢燃料来说，JP-7的化学性能更加稳定可靠，且无毒无腐蚀，耐高温、抗爆性能好，可长时间存储，填充加注简单，随时使用，特别适合战备。因此相对于X-43来说，X-51A的军事用途明显。
其次，X-51A还在世界上首创了燃料裂解汽化主动冷却技术。所谓主动冷却技术，即通过燃油泵闭环循环燃油实现热交换。该技术除了可以给发动机以及飞行器表面降温外，还变相给油料预热，使其更适合燃烧。这一技术被前辈X-43甚至更久远的SR-71“黑鸟”采用，似乎没有什么新意。但在X-51A机体内，JP-7燃料通过数字变频燃油泵输送到SJX61-2发动机以及机身前部，通过发动机外机匣壁面上加工成数百条细如真丝的沟槽油道由前至后流经发动机尾部。它可确保机体表面以及发动机结构不会被气动加热的高温以及发动机燃烧工作高温熔化，同时又可保证JP-7燃料不至过热焦化。
在这些细如真丝的沟槽油道内，喷涂有特殊催化材料。当JP-7燃料在吸收机身气动加热以及来自SJX61-2发动机的热量时，随着温度压力增加，在微细油道内特殊催化材料的催化下，本来不易燃烧的JP-7燃料发生“裂解”现象，将高分子链分解成氢、甲烷、乙烯等更易燃烧的燃料成分，从而提高了燃料的燃烧性能。经过一轮由前至后的催化裂解循环后，裂解的燃料在机身后部收集汇聚，通过增压泵向前输入到热分配阀，并被喷注到SJX61-2的燃烧室，与迎面超音速气流掺混，在千分之一秒内即被点燃。高温高压的燃气在喷管内急剧膨胀，产生大约4.5千牛的推进力。在此期间，燃油的流量、速度以及压力必须要在不同的高度和不同的马赫数下自动调整，以保证足够的冷却、预热和燃料的充分裂解，可见这一任务是相当艰巨的。
此外，X-51A还首创了燃油喷射位置调节技术。通过调节燃油喷射位置以及方向，X-51A上的SJX61-2发动机可以精确控制燃烧，完成双模态转化。此前试验的冲压/超燃冲压发动机在实现传统冲压到超音速冲压之间转换时，一般通过调节进气扩压段后方腔道的截面形状以及尾喷口截面形状来实现。为了在亚音速燃烧到超音速燃烧过渡过程中实现平稳过渡不熄火，一般双模态冲压发动机都采用助燃或补燃技术，例如：在燃烧室中补氧助燃或者干脆在燃烧室后部加一个小型液体火箭发动机做值班火焰（美国70年代的D-21改进型和90年代俄罗斯试验的“冷”、“彩虹”计划的方案，但这样做造成体积过于庞大）。而SJX61-2发动机则采用起动前首先向燃烧室内喷射乙烯的办法，随着易燃的乙烯点火燃烧放热，再将JP-7燃料经过预热裂化后喷注入燃烧室与乙烯混合燃烧。待乙烯燃烧耗尽时，JP-7燃料开始自主燃烧。由于在冲压发动机燃烧室内，燃料必须在几毫秒内与高速的气流混合并燃烧。为了使燃料掺混更充分，燃料燃烧位置应该尽可能靠近进气道进口。同时，为了防止激波前移导致进气不畅，燃料应该向后喷射，因此SJX61-2发动机在刚起动的低速阶段，燃油先向发动机的后方喷射。随着速度的增加，动压增加，进气道已很难发生阻塞不起动现象，此时燃油向前喷射，使燃料掺混更充分，燃烧效率更高。
通过对不同空速以及发动机不同工作状态下的燃油喷射位置进行合理调整， SJX61-2发动机可以精确控制燃烧速度，完成双模态转化，在提高效率的同时又确保燃烧过程中的热平衡
成功来之不易
从2010年至今，X-51A验证机共试验飞行了4次，可前3次都不圆满。2010年5月26日，第一架X-51A开始试飞。在15000米的高空中，X-51A验证机从B-52轰炸机翼下分离。在火箭助推器助推帮助下X-51A迅速加速，随后火箭分离，在4.8马赫的空速下超燃冲压发动机成功起动。在最初的15秒内，X-51A验证机飞行正常，并开始逐步加速，发动机工作性能明显优于预期效果。在大约持续飞行65秒后，遥测数据显示飞行器出现异常，发动机后舱温度明显升高，加速度开始下降，在超燃发动机持续工作143秒后，遥测信号中断。原本计划飞行300秒、加速到6马赫的预期目标随着飞行提前终止而落空。事后AFRL实验室通过对遥测传感器数据分析和调查后认为，可能是机身后部密封件在与助推火箭分离时磕碰产生变形位移，部分阻塞了SJX61-2发动机的尾部燃气流。由于密封件的损坏和错位，高温热燃气喷入到X-51A机体尾端的内部无热防护部位，熔化内部仪器，最终导致飞行器失效。
2011年6月13日，X-51A进行第二次飞行试验，但这次比第一次还要糟糕。B-52飞机携带X-51发射后，火箭助推进器成功将X-51推到5马赫的速度，乙烯开始喷注点火。但在开始使用JP-7常规燃料时，进气道未能起动持续燃烧。工作人员尝试恢复，但未成功。最后飞行器在操作人员的控制下坠入大海。AFRL通过事后调查分析认为，进气道不起动的原因是激波速度过快，越过进气口前端，使发动机气流的气压骤减，燃料来不及掺混，导致JP-7燃料无法持续燃烧。
2012年8月的第三次试飞似乎比第二次还糟糕，X-51A刚刚发射第16秒就出现故障。飞行器在前15秒由助推火箭加速到4倍音速，但在与助推火箭成功分离后便失去控制，发动机无法起动点火，试飞最终失败。AFRL事后分析认为，飞行器与火箭分离后一秒爬升的时候，很可能是平衡尾翼发生了变化，导致飞行器意外侧滑偏航失控，进而又使冲压发动机进气口发生气流畸变，满足不了超音速冲压的进气要求。超音速冲压发动机无法成功点火，最后飞行器只能坠毁。
尽管有3次失利，但AFRL实验室仍不放弃，在分析了此前3次试验失败的故障原因后，对飞行器进行了针对性的改进，为其尾部加装热防护材料，同时调整了尾翼固定角度。经过改进的X-51A终于在此次最后的试验中苦尽甘来，获得成功。
从美军高超音速发展历程以及X-51A验证机设计、研制到试飞来看，通过在高超音速领域的多年潜心研究已经突破了许多技术瓶颈，取得了许多令人瞩目的成就。与传统低速和超音速飞行器研究不同，高超音速研究领域要复杂得多，不仅涉及到气动力问题，还有热力学问题。激波冲击干扰与热载荷现象十分复杂，气动加热非常严重。飞行器头部的温度超过1500℃，其他部位的温度也将在600℃以上。这导致气体分解和电离，形成相当复杂的混合体，使高超音速气流的研究变得非常复杂。由于没有传统的风洞适合飞行器模型去长时间大量的试验（高超音速风洞工作时间过短，根本不足以描述试验模型的整体状态），因此高超音速试验极端困难，只能靠高投入、大量反复的试验。
X-51A验证计划就是通过大量飞行试验来验证使用传统燃料的超燃冲压发动机技术是否成熟以及型号发展的可行性。笔者认为，X-51A这几次试验诸多失利主要是燃料裂解汽化燃烧技术不完善造成。由于JP-7燃料要完全裂解需要温度与流量控制十分精确，要想保证飞行器在一定气动加热和发动机燃烧加热下实现燃料完全裂解，需要精确的传感器和丰富完善的经验公式来实现控制率。在此期间，燃油的流量、速度以及压力必须要在不同高度、不同马赫数下自动调整，以保证足够的冷却、预热和燃料的充分裂解。这需要大量反复试验积累经验来实现精确控制，因此出现失利是理所应当的。失败是成功之母，有尝试才能有收获、有经验、有成功。此次X-51A计划试验成功，不仅为高超音速巡航导弹问世铺平道路，还将为未来吸气式空天飞行器研制奠定坚实的工程基础。 （编辑/万力）
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