SR-72之谜

晨枫

+ f% x/ z7 M  m3 X3 C知道SR-71吗？不知道还敢称自己为军迷？面壁去！

3 W3 l2 R0 B  H- n/ K! [
2 e: F: d2 ]" ?& q' q这就是大名鼎鼎的SR-71，三倍音速


) ~4 P9 F: Q! Z- s- h6 Q, o. p' p) B但是SR-71在20年前就退役了，这样的盛况再也不可能了
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4 B; H  g6 {. [! w- x( @0 L不过《航空周刊》爆料，洛克希德正在研制SR-72！这不仅是SR-71的继承人，而且将达到6倍音速！美国空军的下一代轰炸机计划分为两部分：远程打击轰炸机（LRS-B）和侦察轰炸机（ISR），洛克希德负责ISR。SR-72据说将在2018年作为技术验证机完成，最快2020年可以飞起来。
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3 q6 M- ]0 l, t" y这就是《航空周刊》披露的SR-71的外形
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《航空周刊》还对SR-71和SR-72做了比较
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高超音速的好处不用多说，不仅可以填补卫星侦察的空隙、提高及时性，还可以作为精确打击平台，在敌人还没有来得及隐蔽起来之前就进行精确打击。高超音速飞机也没有有效的拦截手段。战斗机飞不到那么高的速度和升限，空空导弹和一般的防空导弹也达不到那个速度和高度。具有反导能力的防空导弹可以达到更高的速度和高度，但反导在原则上不是追逐式拦截，而是以“高空地雷”加有限追逐。换句话说，弹道导弹的弹道正在起飞后就可以精确计算预测，中途变轨的能力也有限，否则就不是弹道导弹了。反导导弹根据对弹道导弹的轨道预估，提前占位，然后用有限追逐能力弥补预估误差。对于那么高的速度和高度的弹道导弹要满世界追逐，那不是现在导弹技术可以做到的。但高超音速的ISR在速度上接近近程弹道导弹的再入速度，还具有气动机动能力，即使飞入射程，也只留下及其有限的拦截窗口，超出现有防空导弹的拦截能力了。
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SR-71也有侦察轰炸机的作用，相应型号为A-12，但一来60年代的精确打击技术不到位，无法携带足够有效和足够精确的弹药，另一方面电子系统的性能也有限，侦察机和侦察轰炸机只能分别研制和部署，极大地提高了成本。这些在现在都不是问题了，所以ISR不仅是侦察机，也是侦察轰炸机。当然不能指望它搞地毯轰炸，但精确拔点还是做的到的。SR-72的航程还不知道，如果能达到几千公里，那在战术上可以作为中程弹道导弹的有效替代，而且还具有可以中途改变目标和可以召回的优点。
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高超音速飞行还是一个处女地。在大气层内稠密空气里的普通超音速飞行已经不是问题，在没有空气的轨道上的飞行也不是问题，但在只有稀薄空气的大气层边缘的高超音速机动飞行，这牵涉到气动和热工的交互作用，即所谓热气动学（aerothermodynamics），这里还有太多的未知。另外，在这样的条件下，飞行稳定性和飞行控制也是全新的挑战。

+ d+ s5 @3 e- m9 A但最大的问题还在于发动机。涡轮喷气发动机的压气机叶尖速度不能超过音速，否则造成的激波不仅影响进气，也损坏发动机匣。但这就极大地限制了进气速度。事实上，超音速飞机的进气道最大的作用就是把超音速气流减速到M0.5-0.6，以迎合压气机的工作条件。进气速度更高的话，压气机实际上成为减速风车，极大地降低了效率。超音速推进是有燃烧、膨胀、喷气实现的。显然，飞行速度越高，这样的减速-加速损失越大。事实上，涡轮喷气发动机的理论速度极限在M3.5-4左右。超过这个速度的话，推力再大也不可能进一步增加速度，因为阻力同步增加。

冲压发动机取消了压气机，但依然需要由进气道把超音速气流减速，然后才能有效地控制燃烧，产生推力。冲压发动机的速度极限比涡轮喷气发动机要高，但依然不能达到M6。然而，超音速燃烧冲压（简称超燃冲压）发动机可以在超音速条件下实现燃烧，就不需要对进气减速，或者只需要较少的减速，极大地提高了高超音速飞行的推进效率。问题是正常燃烧时，火焰的传播速度是音速，超音速燃烧实际上已经是受控爆炸了，实现稳定的超燃冲压的难度可想而知，典型工作时间只能以秒计算。NASA的X-51代表了超燃冲压的最高水平，但工作时间依然只是100多秒，这还是多次失败后最成功的一次的记录。

. x/ t" j+ U. q6 t$ f) l  N冲压和超燃冲压都需要外力启动。也就是说，需要外力把飞行器加速到合适的工作速度才能启动、加速。作为一次使用的导弹的话，可以用火箭助推。但用于反复使用的飞机的话，火箭动力就不合适了。Aerojet-Rocketdyne提出涡喷-双模冲压的组合发动机，解决不同动力模式的转接问题。
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Aerojet-Rocketdyne的涡喷-双模冲压的组合发动机概念


Kh-31也使用组合发动机，除了火箭助推不适合在飞机上使用外，分立的进气口是高超音速飞行的大敌
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Aerojet-Rocketdyne概念的关键不在于把不同的发动机捏在一起，而在于使用共用的进气口和喷口，这对高超音速飞行十分重要。分立的进气口和喷口将极大地增加阻力。Aerojet-Rocketdyne组合发动机在低空低速是用涡喷动力，这可以在跑道上起飞和降落，还有在低空低速下进行一般飞行。速度进一步提高后（估计在达到超音速后，比如M2），进气道活门偏转，改用常规冲压发动机。但在速度进一步提高后（比如M4.5+），转入超燃冲压模式。

+ U  t+ ^- D! O" i5 ^8 Z7 u- D这个概念并不复杂，但实现起来挑战极大。进气口、进气道、喷口如何在不同模式之间共用而不至于造成过度的进气损失，这是一个极大的热力学和流体力学挑战。不同模式之间的无缝转换在热工、飞控上更是挑战。常规冲压和超燃冲压尽管都是冲压，但两者还是有很大的不同，双模冲压的难度比单纯超燃冲压又是高了一个数量级。
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这些科幻级的先进技术在理论上都是可能的，在实际上都有巨大的问题。NASA公开项目中，对单项技术已经有所突破，但还没有达到消除关键技术障碍的地步。美国空军如果有秘密项目已经实现突破的话，这就不知道了。但有意思的地方也正在这里：为什么要在现在公开这一本来应该是“黑项目”的项目？按照隐身时代的先例，在纯粹理论性或者预研阶段，还有一些公开报道，尽管这些报道通常淹没在专业文献的海洋里，即使航空专业媒体的人员也“你认得我，我不认得你”。进入到实质性研制的时候，更是全面“黑”化，绝对保，直到最后木已成舟或者需要利用威慑价值的时候才透露一点。F-117 、B-2都是这样的，Have Blue、Tacit Blue都是很多年之后才披露的黑计划。现在这么大张旗鼓披露ISR，实在是一反常态。
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阴谋论一点：一个可能：这离实际研制还差得远，或者与真正的SR-72差得远。隐身在F-117初战之前已经有所风闻，专业媒体纷纷猜测，最后画出的猜想图与最后的F-117南辕北辙；F-22的前身ATF也曾透露多个设计方案，没有一个与最后的F-22相似的。第二个可能是这是在国防和科研经费大幅度削减之后，美国空军、洛克希德、NASA搞的公关名堂，试图用耸人听闻来钓鱼。



' |6 u1 P% q0 J  ?* j1 g2 o还记得风传一时的F-19吗
4 h# d1 R( j2 D" u, d4 }

80年代透露的洛克希德ATF与F-22也南辕北辙

真相如何，只有在未来揭晓了。个人猜测：这SR-72是在钓鱼！

holycow

哈，我刚想写黑鸟之子，晨大太快了
3 u  R* I5 u1 V$ q. D" ^* P: K
你和我想到一块去了： No bucks, no Buck Rogers.  What makes this baby fly?  Funding!

一无所之

一看到SR-72我就内心一阵激动啊。再一瞅72！！！！胃口就被你吊起来了....
不是人家在钓鱼，是你在钓鱼

mykensington

确实不是军迷，呵呵。不过看到晨大贴的图SR-71，我在玩儿鹰击长空这款游戏时驾驶过这架飞机，当时对造型印象很深。

李根

好文章！
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  b  r2 g+ F* G6 ?: }标题有点问题，“谜”才是myth，“迷”那就成了fan了。
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7 X3 ?/ C* d$ a

瓦片儿匠

SR72让我想起很多年前在《航空知识》上看过的曙光女神的报道，当时连续几期都有，后来就没下文了

holycow

李根 发表于 2013-11-1 17:30
好文章！

标题有点问题，“谜”才是myth，“迷”那就成了fan了。

总统你什么时候担负起纯洁祖国语言文字的光荣任务了

xlan1976

! [, B4 N+ w+ b6 T  Y
嘿嘿，好文章啊
我也是首先想到的是公用进气道和喷管怎么做的问题，因为超音速和亚音速下气体的特性差别是很大的。就算是可调进气道和喷管要适应这么大的速度范围也不容易。。
前几年热炒的DSI进气道实际上只能适用于跨音速段的一个较窄的速度范围，即便是再精确的空气动力学计算，我也不认为这种不可调进气道可以适用这么大的速度范围。。
% l% @" [" T: y4 z9 J' Q6 ?另外，那个80年代的洛克希德ATF的想象图，如果换成常规布局的话，其实跟F22的某些特点还是有点相似的。。

晨枫

holycow 发表于 2013-11-1 18:43
哈，我刚想写黑鸟之子，晨大太快了

你和我想到一块去了： No bucks, no Buck Rogers.  What makes  ...

抱歉啊，抢到前头去了。其实着眼点不同的，你也写一个嘛。

晨枫

xlan1976 发表于 2013-11-1 21:20
嘿嘿，好文章啊
我也是首先想到的是公用进气道和喷管怎么做的问题，因为超音速和亚音速下气体的特性 ...

4 v9 ?; w! T$ u+ w2 f- q我估计可调都够呛。可调部分只能是简单几何形状，多块板的话还有衔接问题，这么大的速度范围，不容易做。

晨枫

李根 发表于 2013-11-1 19:30
% e4 R# x, [7 _' Q/ U& o好文章！
7 E- z" i" ~; p% Y# N% c
标题有点问题，“谜”才是myth，“迷”那就成了fan了。

总统说的是。改过来了。

xlan1976

晨枫 发表于 2013-11-2 11:52
我估计可调都够呛。可调部分只能是简单几何形状，多块板的话还有衔接问题，这么大的速度范围，不容易做。 ...

但是不可调怎么兼顾这么大的速度范围呢？
至少我还没想到好的方法
我估计还得是可调，但调节方法会有很大区别，至少要保证喉道面积和相对位置可以在一个比较大的范围内线性控制。。

晨枫

xlan1976 发表于 2013-11-1 22:19
& ~" F& s" r" w- A& S% o  @但是不可调怎么兼顾这么大的速度范围呢？
至少我还没想到好的方法
我估计还得是可调，但调节方法 ...

我也想不出来。还有超燃冲压的话，如何解决进气口唇口激波问题呢？这就是一个波系啊，进气不想减速也减速了。

xlan1976

晨枫 发表于 2013-11-2 12:21
% D' y( }: H6 y9 n0 o* C我也想不出来。还有超燃冲压的话，如何解决进气口唇口激波问题呢？这就是一个波系啊，进气不想减速也减速 ...

/ l4 X- i" D3 R( p6 q5 E& P7 ]7 }* T这个我也不太清楚。。因为冲压发动机我完全没接触过。。而对于涡轮发动机来说，这不是个问题。。

晨枫

xlan1976 发表于 2013-11-1 22:33
这个我也不太清楚。。因为冲压发动机我完全没接触过。。而对于涡轮发动机来说，这不是个问题。。{ ...

3 v0 l$ ^7 T# v# \+ U涡轮发动机本来就需要把进气减速到M0.5-0.6，所以有n波系的事情。常燃冲压也需要减速，但需要对减速精确控制，所以要么就只能飞单一速度高度，要么就要可调进气道。超燃冲压不需要减速，但进气口唇口不管你需不需要，都给你来一道激波，这就增加阻力了。不过超燃冲压太复杂，条件太苛刻，否则也不会那么难伺候了。

xlan1976

晨枫 发表于 2013-11-2 12:36
涡轮发动机本来就需要把进气减速到M0.5-0.6，所以有n波系的事情。常燃冲压也需要减速，但需要对减速精确 ...

嗯，等我回家翻翻资料看看，我只记得冲压发动机好像需要有比较高的初始速度。。
这个超燃冲压好像听起来有点像脉冲发动机。。但不确定。。
0 Q$ o, N2 o4 p/ a) x不过这些玩意儿都是理论不复杂，实现很麻烦的东东

李根

holycow 发表于 2013-11-1 21:58
, w5 f( l/ v) a" B+ g4 Z总统你什么时候担负起纯洁祖国语言文字的光荣任务了

1 \9 C0 w2 ~/ ~# X' G, L4 b$ n自从葛老师分配给俺语文课代表这个光荣的职务之后
# }4 I5 K5 C0 e% ~
- H. a/ y  d5 ?' u

晨枫

xlan1976 发表于 2013-11-1 22:45
' Q3 K0 ~- ?$ M# s/ M$ c7 l" Z嗯，等我回家翻翻资料看看，我只记得冲压发动机好像需要有比较高的初始速度。。
这个超燃冲压好像 ...

- t$ D* x% X4 d2 d1 O$ c冲压需要有一个初始速度，才能有进气动压形成压缩，否则成了点篝火了。
) C" c" Z2 J3 Y3 b' l+ g7 K
) S4 l7 A( `) W8 Y! e超燃冲压和常燃冲压相像，但是取消进气道减速这一步，代价是工作条件高度苛刻，工作窗口小得令人发指。

; f" i3 X$ Q. o% O' hPDE和脉冲发动机相像，进气都有阀门，但出气脉冲只有节流，没有阀门，PDE也有阀门。PDE好比内燃机的气缸，只是用排气做攻，而不是活塞推动曲轴连杆做功。

xlan1976

晨枫 发表于 2013-11-2 12:54
5 T6 Y5 z; w  v' U7 r) j冲压需要有一个初始速度，才能有进气动压形成压缩，否则成了点篝火了。

超燃冲压和常燃冲压相像，但是取 ...

了解了。

燕庐敕

李根 发表于 2013-11-2 09:30
7 N! v) Z$ U( _" l好文章！
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标题有点问题，“谜”才是myth，“迷”那就成了fan了。

总统教授晨斯基学中文啦！