本文选自黄志澄著《空天大视野》（电子工业出版社2015年10月出版）
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美国NASA历史学家柯蒂斯•皮布尔斯，在他写的《通向马赫数10之路：X-43A飞行研究计划的经验教训》中说：“在美国开发超燃冲压发动机的最初40年中，许多经验教训被人反复忽略，包括当前技术无法支持的设计目标，误将可能性当作实际的过分吹嘘，整体缺乏项目目标焦点，试验面面倶到以及社会变化对项目的影响等等。因为成功或新技术最终应用的不确定性太高，使用公共资金的尖端研究也存在与生倶来的困难。而且，将基础研究扩展到将制造飞行器作为最终目标的政治需求始终存在。”
这段活说得是何等的好啊! 误将可能性当作实际，可惜美国在液氢燃料的X-43A以后发展碳氢燃料的超燃冲压发动机时，再次忽略了这些经验教训。这段话，也让我回忆起在21世纪初，我曾应邀参加的一场规模很小，但十分精彩的研讨会。当时中国学术界对超燃冲压发动机的发展，存在两种观点，一种比较乐观，认为美国的高超声速技术离实用已不远；另一种观点比较谨慎，认为美国只是进行基础性的飞行试验而已。当时领导机关委托一家研究所，听取这两种意见。出席会议的只有5位专家。乐观派的代表是后来在这个领域很著名的两位院士，我则是谨慎派的代表，其余两位似乎持中立态度。
首先说明，双方还是有很多共识的。大家都认为，超燃冲压发动机将可能用于未来的高超声速巡航导弹、飞机和空天飞机。研制高超声速飞行器的关键是研制出在较高M数下仍有较高比冲的发动机。一般的涡轮喷气发动机在M数稍大于3时，涡轮叶片就会受热而损坏。此时，冲压发动机利用迎面气流进入发动机后减速，使空气静压增高，就不必使用压气机而仍有较高比冲。但当马赫数大于5时，这种亚燃冲压发动机，由于气流由高超声速滞止到亚声速，带来的进气损失引起发动机性能的急剧下降。气流滞止还会导致气体温度过高，超过燃烧室的耐热极限，而高温引起的气体离解，亦消耗很大一部分化学反应热，使得燃烧生成的能量受限。所以，此时就要采用超声速燃烧冲压发动机。飞行器的头部产生的斜激波和飞行器前体，将适当压缩来流气体，使其速度降低，温度升高，但到达燃烧室后仍为超声速流动。
这样，超燃冲压发动机避免了气流温度过高的问题，但也带来了许多难题。由于，空气在发动机中的滞留时间极短，仅仅有千分之几秒的时间，所以这样的燃烧，比在龙卷风中点燃一根火柴还要难，并还要让它在这样的环境下持续稳定地燃烧。因此，在燃烧室中如何使气流和燃料进行充分混合、进行稳定燃烧，就是首要的关键。当时，国外已经提出了许多方案，看起来似乎可以解决这个问题。
对于上述内容，双方并无分歧；但在发动机燃烧后产生的推力，能否大于在燃烧室中产生的阻力加上飞行器的外部阻力，却有不同的看法。两位院士认为采用乘波外形和机体和发动机的一体化设计，可以大大减少飞行器的外部阻力。我的意见是虽然这样做，的确能减小外部阻力，但目前可能采用的增加混合的方法，都会增加燃烧室的内部阻力。当速度增加时，若阻力系数不变或稍有下降，阻力就会随速度的平方增加，而此时的推力却只随速度的一次方增加。因此，推力可能不够，或推力的富裕量很小。由于不同的观点都无具体的试验数据，只能将这不同意见记录在案。
另外，两位院士都强调提高飞行速度对提高导弹性能的重要意义。提高速度可以提高它的突防能力，破坏能力和生存能力。虽然我也同意提高速度的价值，但我认为使用这种比较娇气的超燃发动机和乘波外形，也有不足，如攻角和侧滑都不能有太大的变化，从而影响其机动性。另外，高超声速飞行器有明显的红外特征，不利于隐身，且由于增加防热系统而增加成本。因此，不是速度越高越好，而应该有所折衷。
正如本文开头提到的那本书描述的那样，在2004年11月16日X-43A完成最后一次飞行试验后，这个试验团队的心情十分复杂，他们既为取得的成功感到高兴，也同时为团队就将解散而伤悲，而且他们明白，在可能性与实际之间，还存在一段相当长的距离。
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