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据8月22日央视报导，中国的JF-22超高速风洞项目在2018年3月启动，已经进入现场安装阶段，预计2022年建成和投入使用，可用于30倍音速的高超音速研究。航空航天世界正在进入高超音速竞赛，第一枪是中国打响的，那就是2017年3月6日由美国航空航天学会（简称AIAA）和中国工程院主办、厦门大学承办的第21届国际航天飞机和高超音速系统与技术大会。会上中国大大方方地展示了大量理论研究和实验成果，美国大吃一惊，急起直追。JF-22的建成对中国保持领先十分重要。 6park.com
航空技术突破音障后，一路高歌猛进，直到撞上热障。飞行速度和高度的上限大体稳定在双三（三倍音速、三万米高度）后，就不再增加。另一方面，弹道导弹的速度和高度都要高得多，射程的一部分甚至大部分都在大气层外，但基本上只能沿固定的抛物线弹道飞行，只有很有限的变轨能力。这也是弹道导弹防御的基础：只要探测和确定弹道导弹的初始轨道，就能精确计算出整个弹道和目标，并由此精确计算反导弹的发射时机、飞行轨迹和拦截点。高超音速就是要填补双三和大气层外飞行之间的空隙，兼有速度和机动飞行的优点。以美国HTV-2为例，释放速度为M20，纵向射程近万公里，横向机动距离达到5400公里，使得以固定弹道为基础的传统导弹预警和反导计算失去了意义。不过这是理论性能，HTV-2的两次试验都失败了。 6park.com
由于与空气的摩擦生热，高超音速飞行注定只能在3万米以上的高空实现，不仅环境温度低，空气也稀薄。在通常的大气层内飞行条件下，空气分子间距可以忽略不计，空气动力行为好比波动。但在特别稀薄的高层大气里，空气分子的间距不再可忽略，在高超音速飞行的强烈压缩作用下，空气的行为好比波粒二象性，大为复杂。同时，空气的热力学性质与空气动力学性质互相作用，所以有时候也一并考虑，统一为空气热动力学，也称高温气体动力学。 6park.com
飞行体速度超过音速后，都会形成激波。低超音速时，激波锋面后的空气流动还可以作为亚音速处理，这是超音速战斗机机翼、战术导弹弹翼的设计基础。高超音速后，不仅机翼、弹翼的阻力急剧提高，升温散热问题也解决不了，必须另外想办法。 6park.com
机翼（或者弹翼）只是产生升力的最常见的手段，另一种做法是直接由机体（或者弹体）产生升力，这就是升力体。一些导弹在平飞时仰着头，弹体在迎风阻力增加的同时，也在动压下产生直接升力，这样的导弹设计就采用了升力体的原理。这也是压缩升力的雏形。 6park.com
更加完整的压缩升力更进一步。升力体对空气的压缩造成横向流动，被垂下的翼尖“兜住”，无法逃逸的空气显著强化了升力的产生。XB-70“北欧战神”轰炸机是第一个采用压缩升力原理的飞机，但这并不彻底，机翼还产生较大的升力，压缩升力只是补充 。 6park.com
压缩升力适合双三以上的高速飞行。事实上，速度太低了，压缩升力反而不工作，这也是XB-70只采用不彻底的压缩升力的原因之一，轰炸机是要从零到双三之间全范围工作的。但速度提高到M6以上的话，老问题回来了，下垂的翼尖成为阻力和气动升温集中的热点，结构和散热都成为问题。这就是乘波体上场的时候了。 6park.com
激波是飞行器对空气高度压缩的结果，可以看作空气中随飞行器顶点移动、无形但致密的伞面，理论上密度达到无穷大。换句话说，“坐”在激波伞面上可以和“坐”在地面上等效，这就是“乘波”的意思。坚硬致密的激波还成为吸收与空气磨擦生热的主体，航天器再入时巨大的火球实际上是在激波锋面上形成的，而不是在航天器本体，航天器躲在锋面背后，实际上相对“凉快”。 6park.com
但只有在设计时有意利用激波产生升力和实现有效的气动控制的飞行器才是有意义的乘波体。从这个意义上来说，旋成体（主要为圆锥及各种变体，带或不带刀形尾翼）能通过迎角或者再入角产生激波升力，但只有有限的气动控制和机动能力，要算入乘波体是很勉强的。 6park.com
简单激波是上下对称的锥形，但这是只考虑二维的情况。在三维空间里，对于尖锐的简单圆锥飞行体来说，激波形状是规整的圆锥形，速度越高，圆锥越尖锐。由于圆锥绕轴线一圈在各个方向上的性质是相同的，这样的三维问题可以简化成二维问题，所以旋成体技术相对简单、成熟，已经得到大量应用。具有末端制导的多种“东风”、俄罗斯“匕首”和美国陆军还在试验中的AHW导弹都采用旋成体技术。 6park.com
乘波体为了达到更大的升阻比，通常为扁平形状，可以像锲形一样具有平直的前缘，或者像箭簇一样，平面形状大体为三角形。 6park.com
“锲形体”由简单平面构成，前缘锋利，各个平面的激波分析依然较简单，面与面之间的交接、转折处复杂点，只能在各种简化、近似的基础上，用试验数据修正了。“锲形体”是早期乘波体的主要形状，上表面平坦，下表面前倾。在理想情况下，下表面正好“坐”在下激波的锋面上，好像飞机的地效一样。下表面与下激波锋面之间的压力高，这里也是发动机进气口的理想位置。美国X-43、X-51、美澳合作的早期HiFIRE都是“锲形体”或者某种变型。 6park.com
“箭簇体”实际上形状很复杂。俯视为三角形，侧视是锋利的刀刃向前的刀形，但从前后方向看，上表面向上隆起，下表面可能是扁平、凹起或者向下隆起，取决于不同的空气热动力学设计水平。 6park.com
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旋成体是轴对称的，相对简单，也是蹭高超音速热度的多种导弹的构型，如美国AHW导弹，但升阻比较低 6park.com
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锲形体曾经是乘波体的主流，如美澳合作的HiFIRE 6park.com
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但箭簇体的升阻比最高 6park.com
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东风-17算哪一种呢？嗯，猜猜看 6park.com
下表面扁平的设计最简单，但飞行器内有效容积很小，难以搭载有效负荷，实用价值受到限制。下表面凹起而形成缺口向下的月牙形的话，可以利用一点压缩升力，大大降低了飞行器下表面与下激波锋面精密匹配的要求，不过有效容积更小。有效容积和设计难度都最大的是向下隆起，通常在两侧还有一圈尖锐的刃边，不仅要求在三维空间里对乘波体下表面和下激波锋面精密匹配，还要求刃边能与侧面的激波锋面密封，达到压缩升力的效果。 6park.com
这只是维持稳定、平直飞行所要求的基本气动问题，机动飞行是另一个问题。不管用什么办法，单纯改变飞行器的指向是不管用的，没有足够的侧力，基本飞行轨迹依然按照惯性向前侧滑。 6park.com
侧力在本质上是在侧向上产生的升力，产生侧力的机制与产生升力的机制是一样的，但用于克服重力的基本升力还是要继续提供。换句话说，稳定转弯时，升力的垂直向上的分量用于克服重力，水平分量才是转弯所需的侧力。两者之比代表了飞行器产生侧力的能力，战斗机用g代表的机动性就是这个意思，9g意为可产生9倍于重力的侧力。深究起来，这又回到升阻比上去了，没有足够的升阻比是不可能有多少余力产生侧力的，这也是旋成体的机动性在本质上受到限制的道理。 6park.com
乘波体利用激波产生升力，也利用激波产生侧力。改变飞行姿态时，激波形状随之改变，在过渡过程中还可能产生扭曲，这就需要主动控制激波形状和位置了，难度比利用激波飞起来要高一个等级。 6park.com
这些还只是理论上的难度，理论化为实际又是一层难度。即使在相对成熟的亚音速和低超音速飞行领域里，理论还是过于理想化、简单化。F-35的设计是基于亚音速和低超音速飞行时的空气动力学已经高度成熟的假定，所以原计划里试飞只是验证，并不期望发现问题。但在实际试飞中，发现颤振问题，这是气动与结构弹性交互作用的问题，设计时考虑到的，但理论还是没有做到紧贴实际，最后要返工。 6park.com
高超音速飞行是很陌生的领域，大量理论问题还没有解决，但实际问题已经等不及了。问题是实飞实测的代价太大，一般的风洞根本模拟不了高超音速条件，所以高超音速飞行长期停留在理论研究阶段。理论缺乏实际数据的检验，实际试飞只能小步蠕行，每一步都都发现理论没有预见到的问题，前进很费力。中国的JF-12和JF-22的意义就在于提供了大量地面模拟的条件，不仅可以验证一大堆现有理论，还可发现一大堆理论都没有预测到的问题，为进一步研究指明方向。 6park.com
其实航空从一开始就是与风洞密切相关的。奥托·李连达尔等人通过身体力行，从一次一次的亲力亲为的滑翔中摸索升力理论；茹科夫斯基从数学推导升力理论；但莱特兄弟用自己制作的风洞进行了大量的测试，这才有了人类第一次受控的动力飞行。 6park.com
传统风洞可以比作用鼓风机对着大管子吹，在亚音速时，管径收缩导致流速加快，代价是被“憋气”的鼓风机需要增加功率。在超音速时，大管子不再是简单的喇叭形，而是两头大、中间小的钟漏形。前段管径收缩，流速加速，在喉道达到音速，然后进入后段，在扩张中加速。这是拉瓦尔喷管的原理，喷气发动机也是这样达到超音速推力的。问题是这要求鼓风机的功率极大地提高。