高超声速滑翔飞行器表面加热特点研究

《高超声速滑翔飞行器表面加热特点研究》由会员上传分享，免费在线阅读，更多相关内容在学术论文-天天文库。

1、第40卷第3期2010年5月航空计算技术AeronauticalComputingTechniqueV01．40No．3Mav．2010高超声速滑翔飞行器表面加热特点研究刘建霞，侯中喜，陈小庆(国防科技大学航天与材料工程学院，湖南长沙410073)摘要：高超声速滑翔飞行器具有高机动和远程快速到达能力，是高超声速技术应用的前沿领域。快速准确地预测飞行器表面受热变化特征，对高超声速滑翔飞行器热防护系统设计十分重要。以基于锥导乘波构型的高超声速滑翔飞行器和跳跃飞行弹道为研究对象，对其表面不同特征区域的加热开展了快速预测方法研究；采用选用方法分析驻点

2、辐射平衡温度随飞行弹道的变化规律；在弹道特征位置上针对飞行器前缘及上、下表面的加热情况进行分析，获得高超声速滑翔飞行器受热的整体特征，可为分区域选择热防护措施提供参考。关键词：高超声速飞行器；表面加热；快速预测方法；锥导乘波构型；跳跃滑翔弹道中图分类号：V211．3文献标识码：A文章编号：1671．654X(2010)03—0001-04引言高超声速滑翔飞行器自身不携带动力设备，经火箭助推至大气层外后，释放进入滑翔弹道。它可采用乘波外形作为基本气动布局，并形成跳跃式的飞行弹道。由于不需要与推进系统进行一体化设计，高超声速滑翔飞行器的技术实现难

3、度降低，是高超声速技术应用的前沿领域之一。若采用高性能的气动外形及飞行控制系统，高超声速滑翔飞行器将具备隐身性能好、突防能力强、可快速远程到达等特点，适合作为武器系统平台发展。其跳跃式的飞行弹道被认为是解决高超声速飞行器受热问题的一个可能途径。在向实际应用转化的过程中，飞行器的热防护系统设计既是重点也是难点。在高超声速飞行器受热问题的研究方面，国际上，尤其以美国为代表已经开展大量的理论研究和相关试验，文献[1]重点关注前缘效应对高超声速乘波飞行器的受热特点进行了分析。国内高超声速受热分析的研究对象主要为再人弹头、载人飞船返回舱等传统飞行器，直

4、到近几年才出现与乘波飞行器相关的文章。其中，文献[2]提出了类乘波体气动热的估算方法，并对助推段驻点和前缘受热的变化规律以及机身受热随攻角和马赫数的变化情况进行了探讨。文献[3]耦合助推一滑翔弹道对飞行器驻点热流随飞行时间的变化规律开展了研究。总的说来，国内外耦合乘波外形及跳跃弹道对高超声速滑翔飞行器进行整体受热分析的文献还很少，研究工作处于起步阶段。本文首先分别对高超声速滑翔飞行器驻点、前缘和表面区域受热的快速预测方法进行研究；根据这些方法及其典型外形和弹道参数，得到驻点在整个跳跃弹道的受热变化规律；以驻点受热最严峻时刻作为弹道特征位置，分

5、析飞行器前缘及上下表面的受热情况，从而获得对高超声速滑翔飞行器表面加热特点的整体认识。1研究对象锥导乘波构型具有结构紧凑、容积效率适中等特点，其外形经过优化设计能够达到飞行器以高超声速进行跳跃滑翔飞行的升阻比要求，是高超声速滑翔飞行器可采用的基本外形之一。采用文献[4]的设计方法，得到图1所示的高超声速滑翔飞行器基本外形。图1高超声速滑翔飞行器基本外形图飞行器经火箭助推至大气层外后释放进入无动力滑翔阶段，其典型弹道如图2所示。由图可见，采用跳跃式弹道的飞行器航迹自由多变，导致敌方很难准确收稿日期：2010一01—15修订日期：2010．03—

6、19基金项目：国家自然科学基金项目资助(90916016)作者简介：刘建霞(1983一)，女，湖南泪罗人，博士研究生，研究方向为高超声速滑翔飞行器气动热分析。·2·航空计算技术第40卷第3期预测其飞行轨迹，即使发现也很难实施有效拦截。15010050O50010001500200025003000f图2跳跃滑翔弹道的高度一时间图2热分析模型对于热防护系统设计而言，重点关注飞行器受热形势严峻时的情况。高超声速滑翔飞行器飞行高度的跨度很大，但其受热严峻时刻主要出现在弹道高度较低的部分，此时大气相对稠密，满足连续流假设。高超声速滑翔飞行器采用乘波构

7、型作为基本外形，其气动力性能对外形十分敏感，通常要求表面防热材料具有低烧蚀或零烧蚀的特点，在热分析时暂不考虑表面材料通过烧蚀进行散热。为了维持内部器件工作环境，高超声速滑翔飞行器表面通常覆盖多层隔热材料，导致飞行器表面与内部之间的热传导量很小，在热分析时暂不考虑热量通过热传导方式进行的传递。假设飞行器表面在弹道各点瞬时达到受热平衡，则有下式成立【1I：4厂万—广———7一咒=100×√尚+(氙)4(1)式中，咒为壁面辐射平衡温度；(i。)。为飞行器表面在单位时间单位面积上的对流换热量；T。为周围大气温度；占。为壁面材料发射率，本文算例中取0．

8、87，为碳化硅涂料发射率均值。3典型区域的估算方法基于锥导乘波构型设计的高超声速滑翔飞行器，其表面不同位置的流动特征不同，导致不同区域的加热特点存在较大差异。根据流