夜粥 | 研发高超导弹需要哪些风洞，朝鲜高超导弹之谜

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首先祝各位开工大吉！想死大家了！

本堂说假期更新一两期，可耻地跳票了。主要是有些技术问题要通俗地讲清楚很难，再加上外出旅游，鼠标没电了，哈哈。

本期先聚焦讲完朝鲜的高超导弹，下期说美帝的高超导弹。

问：

乘波体那么简单？那么问题来了，为什么美帝在研发硬件条件上和技术储备上，包括不限于，无论是风洞还是超级计算机都比朝鲜强的不知道多少倍，但是却能弄出乘波体。我觉得这个现实是不是很魔幻很违和？？

高超是不需要风洞的吗？朝鲜有吗？

原来造乘波滑翔体是如此简单，那么问题来了，美国、俄罗斯不能像朝鲜那样看一眼就能做工程选择与计算呢？

乘波体风洞数据朝鲜做的出来吗？如果没有完整的，怎么保证乘波体的效能？

搞高超需要风洞而且是国际先进水平的风洞 哪怕理论设计再好也要吹风 朝鲜有这东西吗？

堂主，高超的开发也需要强大的机械加工业以及高超音速等等，朝鲜这些基础都不足甚至没有，怎么搞出的类似乘波体的高超？朝鲜的高超看起来曲面连续性远没有东风17圆滑啊？

答：

大家的认知可能是被一系列自媒体文章扭曲了，其实国际上、包括我国的高超音速风洞建成时间很早，上世纪5、60年代就开始发展了。

对于高超音速飞行器，则需要有几种风洞配合进行测试。

第一种是，小尺寸低焓高超音速风洞。

它们一般是蓄热暂冲式风洞，例如我国的FD‑07、美国NASA的20英寸M6、31英寸M10等。它们需要预先储存高压空气，并进行电阻加热、蓄热，持续工作时间为秒级，几秒至数十秒暂冲，有的特殊设计甚至可以达到几分钟，工作范围为数马赫至10多马赫。

这类风洞低焓、纯空气暂冲，工作时间较长，可承担飞行器外形选型、气动测力、攻角/侧滑角扫描试验、CFD标模试验等任务。

像我国FD-07，官方介绍是这样的，FD-07是一座暂冲、吹引式高超声速风洞，以空气为工作介质。带密闭室的自由射流试验段尺寸为1880 mm×1400 mm×1130 mm。喷管出口直径为500 mm，马赫数为4.0、4.5、5.0、6.0、7.0和8.0，采用更换喷管的方法改变马赫数。马赫数6.0以上的喷管都带有水冷却装置，防止喷管结构受热导致喉道产生变形。配备快速插入式四自由度机构，迎角变化范围–10°～50°。试验段侧壁开有通光口径为520 mm×320 mm的光学玻璃窗口，供红外热像仪、纹影仪等光学设备观察和拍摄使用。

高超音速飞行器要过的很重要一关就是这种小尺寸低焓暂冲风洞，得证明自己能飞、能机动。但这种风洞的问题是尺寸小，一般仅能做大比例的缩比模型，或头锥、舵面等局部部件。

图：FD‑07风洞

图：上图为圆锥模型及风洞实验照片，下图为模型表面温度分布(侧面，7°迎角)，摘自《高超声速圆锥边界层失稳条纹结构实验研究》 。

第二种是，大尺寸低焓高超音速风洞。

典型代表为美国Tunnel 9，Tunnel 9口径达到1.52米，同样为蓄热暂冲式风洞，但工作介质为氮气，最高压力达到19MPa，最高温度达到1927°，马赫数范围7-18马赫，有效试验时间0.2～15 秒。

Tunnel 9各项性能都是世界顶级的，承担了洲际导弹再入载具、HTV-1/HTV-2高超音速乘波体滑翔飞行器、X-37B空天飞机、THAAD拦截弹等等的气动试验任务。

大尺寸低焓高超音速风洞相对小尺寸风洞的优势是显而易见的，可使用尺寸更大的缩比模型甚至接近全尺寸部件，雷诺数更接近真实飞行雷诺数；可以完整安装进气道、舵面、喷管等多部件组合，开展整机 / 全部件耦合试验。

而小尺寸风洞只能用大比例的缩比模型、局部部件，缩比倍数大带来严重尺度效应，边界层转捩位置、湍流结构、激波边界层干扰、分离区尺寸等会失真，这让气动测力、CFD标模试验等的数据需要更多、更大数值的经验系数修正。

图：美国Tunnel 9大尺寸低焓高超音速风洞

图：HTV-2高超音速滑翔体的缩比模型

图：“追梦者”号空天飞机模型

图：THAAD拦截弹前半段的大尺寸模型，这个甚至可能是全尺寸了。

图：这个看起来是美军研制中的HACM高超音速巡航导弹某种构型的后段模型。

第三种是，高焓激波风洞。

以上低焓高超音速风洞仅可模拟高超音速飞行器的再入飞行马赫数与压力条件，主要验证基本的气动特性；但没办法复现真实再入的高总温、真实气体效应（解离 / 电离）。

所谓焓，是指流动气体储存的热能。真实的高超音速飞行，飞行器高速压缩前方空气，来流总焓极高，驻点温度可达几千K，空气中氧气、氮气解离，甚至电离，不再是常温理想气体，激波脱体距离、激波形状、边界层转捩、辐射热流都会改变。

例如，高超音速边界层转捩，飞行器壁面边界层从层流 → 失稳→ 转捩区 → 完全湍流。转捩一旦发生，壁面摩阻、热流直接上升 3~5 倍，是高超飞行器热防护、飞行控制最核心的不确定项，也是 CFD 最难标定的物理过程之一。

要复现高超音速飞行的全部主要要素，这时候就要上高焓激波风洞了。

高焓激波风洞有几种技术路线，1、加热轻气体驱动（氢气/氦气）反射型激波风洞，如美国的LENS 系列；2、自由活塞驱动激波风洞，如德国HEG、中国的JF-8A；3、爆轰驱动激波风洞，如中国的JF-8、JF-10、JF-12、JF-22。

像JF-12，它的官方名称就是复现高超声速飞行条件激波风洞，可以复现高度25-50km、速度Ma5-9的飞行条件，风洞总长265m，喷管出口直径2.5m，试验段直径3.5m，实验时间超过100ms，比国际上同类风洞提高1个量级。

篇幅所限，这里不一一介绍各类高焓激波风洞的优缺点，只提一点，就是前几年官方为啥高调宣传JF-12、JF-22，那就是我们走氢氧爆轰驱动路线，将成本、试验尺寸、有效实验时间、流场品质等各项指标都做到了国际先进水平。

而再值得一提的是，我们也不是一步就做出JF-12、JF-22风洞，早在上世纪60年代就研制了JF‑4/JF‑4A、JF-8爆轰驱动激波风洞。这些早期的激波风洞有效实验时间虽然仅为毫秒级，但它们有效承担起高焓再入气动热试验、自由飞行测力试验等任务，为我国中远程导弹、洲际导弹、返回式卫星的研制奠定技术条件。

这里直接引述中国科学院院士、首届钱学森力学奖、2023 感动中国年度人物、爆轰驱动高焓激波风洞技术开创者俞鸿儒的一些回忆吧。

俞鸿儒院士在《脉冲风洞及其他设计决策》一文中这样写道：

70年代初，我国重点型号航天器相继进入攻关阶段，我国尚无满足设计部门要求的高超声速风洞。我们提前十余年开始研制的激波风洞赶上了急需，实现了当时已因公牺牲的郭永怀烈士的英明预见。

1972年开始为返回式卫星提供气动加热和气动力数据；1974年下半年起开始承接战略导弹的表面热流率和自由飞测力任务。除了完成上述常规试验，提供设计数据外，在70年代中后期，工作重点为解决以下几项设计决策中发生的重大疑难问题。

国外文献报道，粗糙面表面热流率较光滑面热流率可增大3倍，按此防热层设计将无法进行，这一疑难用分析或数值解均难以作出判断。我们先后3年采用多种方案进行实验探索，最后得出结论：粗糙度促进边界层提前转捩，若将已转捩的粗糙面湍流热流率与尚未转捩的光滑面层流热流率相比，甚至可高达3倍以上，但两者边界层同在湍流状态下，粗糙面热流率较光滑面热流率最大不超过30%这一结论已被设计部门采纳，1980年战略导弹向太平洋发射成功，上述实验结论获得证实。

战略导弹弹头回地时，不仅飞行马赫数很高，雷诺数亦非常高，因此弹体表面几乎全为湍流边界层。边界层流态对于表面热流率、激波边界层干扰区的性态影响很大，对整体气动力系数亦有影响。1974年开始承接战略导弹弹头试验任务时，我们就十分明确，必须提高试验气流雷诺数，以保证模型表面边界层流态与真实飞行时相同。在厂房安全防范条件较差，不便大幅度提高驱动压力的前提下，采取高声速驱动气体驱动弱激波方案。这时反射激波后压力可高于驱动气体压力，提高了试验气流雷诺数，为实验数据的可靠性奠定了基础。

而俞鸿儒院士在《郭永怀先生引导我做实验》一文中这样写道：

一、

1957年初接到中国科学院研究生录取通知，便到中国科学院力学研究所报到。我的导师是郭永怀先生。他当时共指导5名研究生，指定4人做实验。郭先生自己擅长理论研究，为何回国带首批研究生就让这么多人投身实验工作？郭先生说：无论是国内或是国外，中国人会做实验的很少。考虑到为中国力学事业打好基础，他引导研究生们投身这一薄弱环节。

中国学生为何不愿做实验？丁肇中先生在诺贝尔科学奖授奖仪式中用汉语发表的演讲中谈到这个问题。他说："中国有一句老话'劳心者治人，劳力者治于人。'这种落后的思想对发展中国家的青年们有很大的害处。由于这种思想，很多发展中国家的学生们都偏向于理论的研究，而避免实验工作。"除此以外，做实验需要经费和技术支持。发展中国家缺乏条件，恐怕也是不愿做实验的一个原因。郭先生要我们做实验，强调我们要创立节省经费和降低技术要求的实验方法，以适应经济、技术条件差的环境。

二、

郭先生回国前，在Cornell大学当教授，当时那里是激波管研究中心。因此他了解激波管用途广泛，结构简单造价低，实验时间短耗能少。在超高速流领域，激波管已产生试验气流速度高达15km/s。郭先生认为："这方面技术目前正在发展，前途是无限的。" 郭先生回国时带回许多激波管资料。从1957年夏开始，让我阅读这些资料。1958年初，刚搬入新建的中科院力学所大楼后，郭先生将三名研究生和二名大学毕业生召集在一起，宣布成立激波管组并指定我当组长。

做实验首先要创建实验条件，建造实验装置并配备测量仪器。郭先生没有让我仿造马上就可使用的装置。他对我说：大型高超声速风洞将来是必需的。我国经济和技术基础差，难以仿效发达国家依靠大型常规高超声速风洞的办法。何况常规风洞加热达到的高温受限，难以模拟超高速飞行器周围的高温绕流。激波管能产生高温和高压气体且费用低廉，他让我探索在国内条件下研制激波风洞的方法。郭先生估计做这项工作难度相当大，为此他为我们营造宽松的工作环境。一是无需制定进度计划，只要求持续不断的有正面或反面的进展。再就是想怎么干就什么干，把想法和结果告诉他就可以。

当我们开始调试激波风洞时，需要决定采用何种驱动方案。氢氧燃烧驱动具有驱动能力强和费用省的特点，五十年代初就受到各国普遍重视。但是国外多年实践经验显示：产生的试验气体品质差且潜伏重大危险。当时已基本上停止使用而改为耗气量大以及技术装备复杂的高压氦或氢驱动。我提出从克服氢氧燃烧驱动存在的缺陷着手工作，如成功将可大大节省投资并减轻对技术装备的要求。郭先生鼓励并支持我的想法。后来发现了试验气体品质差的根源，试验气体品质便得到改善。在探索产生潜伏危险根源的实验中，郭先生要求我们格外小心，要绝对防止人身伤亡，并事先向所领导作了说明。后来出现了几次事故。由于郭先生预先做了工作，领导和周围同志不仅能理解，还给予安慰与鼓励。

郭先生希望我们不要依赖先进的仪器设备，而要多动脑筋想办法解决问题。为了培养我们克服困难的能力和作风，他严格限制科研经费的使用。下面列举几个实例展示我们如何贯彻他提出的要求：

（1）激波管和激波风洞特别适合气动加热率测量，开展这项工作的核心传感器为薄膜电阻温度计。当时国际上普遍采用一种特制的浆液制造薄膜，由于禁运，无法得到这种材料。我们便改用蒸发溅射制造薄膜，虽然麻烦但形成的薄膜品质更高。以后我们的经验推广到国内有关单位，90年代我将这种制造工艺介绍给德国亚琛激波实验室，目前国外许多实验室也改用我们的工艺制造薄膜电阻温度计。

（2）激波管和激波风洞实验时间很短促，因此各项操作的延迟时间要很准确。六十年代初市场上尚无数字延迟器产品，我们自己动手将实验室的数字记时器改造为记时和延迟两用，延时精度为1微秒，扩展了数字计时器的功效并在实验中发挥了重要的作用。

（3）高超声速风洞的喷管都采用合金钢或不锈钢制造，价格比较贵。我们经过分析和实验验证后改用优质铸铁制造喷管，由于材料费便宜和加工容易，造价可降低一个量级。这些喷管已正常使用40余年。

（4）在进行膜片处点火的氢氧燃烧驱动实验时，出现了异常。根据声响、振动和入射激波传播特征，我们认为出现了反向爆轰驱动。郭先生指出证据不足，要我直接判定驱动段内究竞是燃烧还是爆轰。当时我们的观察手段极其缺乏，连测压传感器都没有，只能靠知识去判定。由于火焰阵面传播速度比较慢，燃烧过程中容器各处压力缓慢上升，破膜压力与膜片强度直接相关。爆轰波以超声速传播，波后压力突然升高，破膜压力与爆轰气体初始参数有关，而与膜片强度无直接关系。我们据此将燃烧驱动与爆轰驱动区别开。郭先生认同我们的方法，并给予他很少表示的赞许。

实验工作的核心是用实验手段开展研究工作。但到郭先生殉国前，我们只完成激波风洞研制和基本测量系统的配备。70年代中，国家组织"气动攻关"时，极需大型高超声速风洞。我们研制成的耗资极少的JF-8激波风洞和瞬态测量系统赶上了急需，利用它解决了设计与试飞中出现的疑难问题，并提供了大量设计必需的数据。至此显示出郭先生十余年前预见的英明。

三、

郭先生指导学生工作，采用启发诱导的方法。经常只提问题，要你自己去解答。有时也讲他的想法，但马上会跟上一句，希望我们找到更好的做法。

郭先生不分节假日，一天到晚工作。心想自己条件差，应该更努力工作，培养专心工作的习惯。那几年，早饭后进实验室，除了吃饭午休，基本上要到晚上十点钟以后才离开实验室。在文化大革命期间，仍然坚持工作。1967年上半年，偷偷地请来两位起重师傅将JF-8激波风洞安装起来。在文化大革命高潮期间坚持实验工作，竟然还会获得意外的收获。我们向兵器科学研究院借用一台从西德进口价值30余万美元的高速照像机。他们的领导知道后感到不解，便来我们实验室看个究竟。他们到实验室时，我们正在用其做实验。他们说：这种时候你们还能工作，这台像机就送给你们用吧！不久又从兰州调拨来一台价值数十万元的大型罗茨真空泵机组。有一次和中科院院部管器材的同志一起参观外国仪器展览会，我对他说我们急需展览台中的一种仪器。想不到几天后，这台仪器便送到实验室来了。

郭先生在中科院力学所选择并安排了很多前瞻性课题。这些课题研究内容不是趋之若鹜的当前热门，却都是完成后对国家重大需求能发挥重大作用的关键问题。以自己的水平，还难以像他那样选好题。但学习先生的选题准则，始终是我不变的目标。

而在《激波管与激波风洞的研制——俞鸿儒院士访谈录》中，俞鸿儒院士这样说道：

张：研究课题的条件如何？

俞：我们经费很少，人员也不多。建造完JF4、JF4A、JF8(仅本体)三座激波风洞，仪器设备全部支出不到30万。高超声速风洞的喷管一般采用不锈钢制造，造价比较贵。我们经过分析和实验考核后改用优质铸铁制造喷管，由于材料费便宜和加工容易，造价可降低一个量级。那时候机械加工收费也很低。我们使用土办法做的东西很巧，当然也不是一下子做到的，是在实践过程中遭遇挫折后逐步改进得到的。50年代国内电子仪器水平很差，要在毫秒级时间间隔内观察和测量非常困难。国外尤其是美国的条件好，他们开展工作比较方便，而我们做实验非常艰难。

问：决定激波管和激波风洞性能的核心技术是什么？

俞：激波管产生的气流速度高、温度高、压力也高，提供何种能源即驱动方法是关键。氢氧燃烧驱动具有驱动能力强和费用省的特点，五十年代初就受到各国普遍的重视。不过国外实践经验表明：一是危险，二是产生的试验气流的品质差。因此当时已基本上停止使用而改为耗气量大以及技术装备复杂的高压氦或氢驱动。我们当时条件很差，氢氧燃烧驱动要求最低，只能采用氢氧燃烧驱动。当时甚至连氢气也难找到，后来获悉电子管厂用氢气焊接，请他们将富余出来的给我们一些做实验。

问：最初研究这种驱动技术常出事故，您是如何彻底弄清事故原因的？

俞：一开始做实验之前就知道不安全，因为国外出了很多事故。按手册上计算，封闭容器内氢氧燃烧产生的压力不会超过初始值的十倍。实验用氢氧混合比超过手册上的爆轰极限，理应不会出现爆轰，即便出现了爆轰其峰值压力也不到二十倍。而管体强度远超过上述数值，为什么还会出事故？为此我们探求出现高压的各种可能性，其中有一种情况会产生极高的压力，就是当燃烧快接近完全时，管内气压已经升高数倍，这时出现了爆轰，爆轰波又在端面上反射，反射区峰压可达初始值的几百倍。每次事故爆裂处都在管体尾部，与我们所做的分析相符。手册上的爆轰极限是初压为大气压条件下测出的，初压增大，爆轰极限也扩大。根据这些认识我们采取防范措施，到现在已经几十年了，再没有发生严重事故。

图：JF8A为一座激波风洞和自由活塞炮风洞兼用型的脉冲风洞。

图：JF-10氢氧爆轰驱动高焓激波风洞。JF10风洞是国际首座采用爆轰驱动的高焓激波风洞，可模拟马赫数12，喷管出口直径f=500mm。JF10风洞设备除了能够以爆轰驱动方式运行外，还能够通过结构改造实现以轻气体驱动方式运行。实现总焓0.5-18MJ/kg，总压2-20MPa，试验时间2-5ms的试验状态。

图：JF-12复现高超声速飞行条件激波风洞。功能和指标：复现飞行高度25-50km ，飞行马赫数5-9，流场总温1500-3500K，实验时间100～130ms。实验区域Φ2.5m (Ma=7，8，9)、Φ1.5m (Ma=5，6，7)。

图：JF-22爆轰驱动超高速高焓激波风洞。功能和指标：模拟飞行高度40～90km，飞行速度3-10 km/s，流场总温3500-10000K，实验时间10-40 ms（3-6 km/s）、1-2 ms（6-10 km/s）；实验区域Φ2.5 m（3-6 km/s）、Φ0.8 m（6-10 km/s。

朝鲜高超音速风洞之谜

综上大概可知，研制中远程、洲际导弹弹头再入载具、高超音速飞行器，大约需要的高超音速风洞类型。

小尺寸低焓高超音速风洞、大尺寸低焓高超音速风洞、高焓激波风洞三者大约是一种递进关系。

先用小尺寸低焓风洞快速迭代大量气动外形方案，完成基础选型；再放大模型，使用大尺寸低焓风洞消除缩尺效应，获取更精细的气动力、力矩数据，验证控制面与流场细节；最后进入高焓激波风洞，复现高超音速飞行真实的气体效应，考核气动热、材料烧蚀、边界层转捩、发动机进气道热环境等关键热相关问题，完成从外形初选、精细气动标定到真实热环境验证的逐级试验闭环。

对于适用超燃冲压发动机的吸气式高超飞行器，还需要用到更多类型的高超音速风洞，来模拟发动机点火、持续工作环境。

而俞鸿儒院士的回忆，也让我们认识到，对于高超风洞，其实有钱有有钱的搞法，没钱也有没钱的搞法。

例如，高焓激波风洞，美国等西方国家早年选择的是加热轻气体驱动、自由活塞驱动这2种投资大、但更安全的路线，甚至建设了Tunnel 9这种介于低焓、高焓之间的常规蓄热型大尺寸风洞。

而上世纪60年代，我们的科研条件艰苦，选择了原本并不安全、但成本较低的轰爆路线，并通过俞鸿儒院士团队卓绝的工作，将不安全变得安全，将不可能变为可能，当年用30万元就建造完JF4、JF4A、JF8(仅本体)三座激波风洞，为战略导弹、返回式卫星研制创造科研条件。

过去很多自媒体文章认为要JF-12等新一代激波风洞出现，才能研制高超音速导弹，实际上可能并不是这样的。

有一个很明确的时间线是，JF-12要到2012年才建成投入使用。而东风15B、东风21C等采用双锥体机动弹头的导弹在2009年国庆60周年阅兵式上就亮相了，它们的相关试验肯定是用上一代风洞完成的。

而朝鲜近年出现的各种高超导弹、再入机动弹头导弹，国际军控界对于朝鲜有没有相关研发条件也很纳闷。

但回顾我国各种高超音速风洞的建设，无依据估计，朝鲜在2000年后参考我们的路线，建设常规蓄热型小尺寸低焓高超音速风洞，以及12马赫数氢氧轰爆驱动型激波风洞，是有这种技术可能的。

对于朝鲜来说，集中力量搞若干座小尺寸低焓高超音速风洞、轰爆驱动激波风洞不是太难的事情，毕竟我们完美地示范了低成本技术路线。而依赖于现代工业溢出，风洞所需的测量、观测器材，2000年后的朝鲜也肯定比1960年代的中国更容易获得。

至于Tunnel 9这类大尺寸、高成本、高能耗风洞，朝鲜可能不选择，但他们也可以通过参考相关论文、及自己的知识和工程经验，通过更多、更大数值的经验系数去修正小尺寸风洞的实验数据。

或者在工程型号上干脆放宽指标，例如同样重量的弹头，用更大尺寸的乘波体飞行器去承载。

这也是为什么，我们看朝鲜的乘波体飞行器总觉得怪怪的，个头特别大，而曲面连续性远没有东风17来得圆滑、顺畅。

而一些关键的实验，朝鲜也可以委托俄罗斯相关的实验室来进行，甚至土法上马，干脆不用风洞。例如朝鲜早年的洲际导弹再入载具头锥，他们干脆是用一台液体火箭发动机对着喷，这样粗暴地做耐热试验。

钱钱钱，命相连。

贫穷的朝鲜显然会用更穷的方法去做试验，关键是如何发挥科研技术人员的主观能动性，平壤的那些新小区楼房则是另一刺激手段。

图：朝鲜独特的耐热试验，直接用液体火箭发动机对着喷。

图：朝鲜大直径固体发动机地面试验。这也是一系列高超导弹的基础。

朝鲜的一系列高超导弹

俗话说，纠结技术门槛是一个坏毛病和陋习，实际上，任何技术门槛都可以用技术的方式来解决，要么降低指标，要么学回来，要么偷回来，要么绕过去，要么寻找替代。

众所周知，这些年朝鲜铆足劲发展各种弹道导弹，又有东大的技术路线示范，其实他们的再入机动弹头、高超音速导弹的项目规模非常大。

除了上期介绍的火星11E、火星11E1这两种1000公里级的中近程高超弹。

朝鲜还有火星8、火星16两种液体、固体中程高超弹，并且均有双锥体再入机动弹头、乘波体弹头两种版本。

而有韩国专家认为，朝鲜还有一种火星12B液体高超弹，在火星12导弹基础上改进，尺寸比火星8略大。而火星12的技术源头为前苏联/俄罗斯的R-27潜射导弹，采用仿制的RD-250液体火箭发动机。

我们只看固体弹，由于火星16的试射均为低弹道，朝鲜仅公布其滑翔飞行速度为12马赫，很难获知它的真实性能。韩国导弹专家张泳根认为它的关键速度可达16-18马赫，最大射程可达4500公里。

如果真的如此，那么它应该是一款性能接近东风26的中远程导弹，朝鲜官方将其称为中程战略导弹。

如上所述，火星16的技术水平肯定还远不如我们上一代的东风26。因为东风26只用六轴发射车，而火星16要用到七轴发射车，导弹尺寸明显更大。

不过回过头来说，看伊朗战争，伊朗那些技术再落后一个层次的导弹，美国反导系统已经很难防御，朝鲜这些导弹绝对可以起到镇国作用了。（作者：原讲武堂公众号堂主，今夜粥档摊主）

图：2022年1月5日试射的双锥体版本火星8，从发动机尾焰可知，火星8为液体中程导弹。

图：2021年9月28日，乘波体版本火星8试射。

图：2021年国防展上的乘波体版本火星8。

图：2022年4月25日阅兵式上的乘波体版本火星8。

图：2024年1月14日和今年10月3日试射的火星12双锥体版本，从尾焰可知，火星16为固体中程导弹。

图：今年10月3日发射的火星16导弹，朝鲜官方将其称为中程战略导弹。

图：2024年4月2日首次试射的火星16B。

图：2025年1月6日试射的火星16乘波体版本，朝鲜官方资料又将其称为火星16B。

图：火星12B高超导弹，外形跟火星8非常像，也都是采用6轴发射车。

图：上图，朝鲜火星16导弹，采用七轴发射车；下图，东风26导弹，采用六轴发射车。