高超声速滑翔飞行器表面加热特点研究

发布于:2021-06-18 14:13:28

第40卷第3期 2010年5月 航空计算技术 Aeronautical Computing Technique V01.40 No.3 Mav.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辐射*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*低辰幸惶寤杓疲叱 速滑翔飞行器的技术实现难度降低,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*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,直到*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 收稿日期:2010一01—15 修订日期:2010.03—19 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 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。 万方数据

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