高超聲速飛行技術(shù)是實現(xiàn)空天一體化快速響應(yīng)、跨域機動突防與低成本空間進入的核心支撐技術(shù)，兼具戰(zhàn)略威懾與實戰(zhàn)應(yīng)用價值，已成為全球航空航天強國競相搶占的科技制高點。近年來，隨著作戰(zhàn)任務(wù)剖面的日益復(fù)雜化，新一代高超聲速飛行器需具備從亞聲速起降、跨聲速機動到高超聲速巡航的全速域飛行能力，飛行包線覆蓋馬赫數(shù) Ma 0~8+、飛行高度 0~50km的寬范圍空域。然而，傳統(tǒng)固定構(gòu)型飛行器存在根本性的設(shè)計矛盾：其氣動外形僅能在單一設(shè)計馬赫數(shù)下達到最優(yōu)性能，在寬速域飛行過程中需進行多工況折衷設(shè)計，導(dǎo)致各飛行階段的氣動效率、穩(wěn)定性與控制性能均處于次優(yōu)狀態(tài)，難以滿足全任務(wù)剖面的性能需求。

一、高超聲速飛行器技術(shù)的發(fā)展與挑戰(zhàn)

為突破固定構(gòu)型的性能瓶頸，變體飛行器技術(shù)作為一種變革性的解決方案被提出并得到廣泛研究。變體飛行器通過主動調(diào)整機翼后掠角、展弦比、折疊角度或局部幾何形態(tài)，實現(xiàn)氣動外形的實時重構(gòu)，使飛行器在不同速域、不同空域的飛行條件下始終保持最優(yōu)氣動效率與飛行性能。例如，亞聲速飛行階段采用大展弦比平直翼構(gòu)型，獲得高升阻比與優(yōu)異的起降性能；高超聲速飛行階段采用小展弦比大后掠折疊翼構(gòu)型，有效降低波阻與氣動加熱，提升巡航效率與機動能力。早在上世紀(jì) 60 年代，美國 XB-70 “女武神” 超聲速轟炸機與蘇聯(lián)圖 - 160 戰(zhàn)略轟炸機就采用了可變后掠翼與翼尖折疊技術(shù)，通過構(gòu)型調(diào)整抑制了超聲速飛行下的高壓溢流，顯著提升了跨速域飛行性能與穩(wěn)定性，驗證了變體技術(shù)在超聲速飛行中的工程可行性。

然而，高超聲速變體飛行器在獲得跨速域氣動收益的同時，也引入了前所未有的多物理場強耦合挑戰(zhàn)。高超聲速飛行過程中，來流通過激波強烈壓縮與粘性耗散將大量動能轉(zhuǎn)化為熱能，形成極端的氣動加熱環(huán)境，飛行器表面溫度可達數(shù)百甚至數(shù)千攝氏度，同時伴隨強非線性的氣動力載荷。氣動熱與氣動力共同作用于飛行器結(jié)構(gòu)，引發(fā)溫度場與應(yīng)力場的耦合演化，形成氣動力 - 熱 - 結(jié)構(gòu)的多場耦合效應(yīng)。對于固定構(gòu)型的高超聲速飛行器，國內(nèi)外學(xué)者已開展了大量的多場耦合分析研究，形成了較為成熟的技術(shù)路徑與分析方法。例如，李欣等基于 FLUENT 流體求解器與結(jié)構(gòu)有限元求解器構(gòu)建了松耦合分析框架，研究了耦合時間步長對計算結(jié)果的影響規(guī)律；張兵等開發(fā)了多場耦合數(shù)據(jù)傳遞接口平臺，采用守恒插值方法實現(xiàn)了流體與結(jié)構(gòu)域之間的熱流載荷高精度傳遞；苑凱華等基于不同物理場的特征時間尺度差異，優(yōu)化了松耦合分析策略，建立了適用于工程應(yīng)用的高超聲速熱彈性流場數(shù)值模擬方法。上述研究成果大多面向幾何固定、載荷連續(xù)變化的飛行場景，通常假設(shè)流場處于準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)或緩慢演化過程，難以直接適用于變體飛行器的耦合分析。

與固定構(gòu)型飛行器不同，變體飛行器在模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中幾何構(gòu)型發(fā)生突變，會導(dǎo)致流場結(jié)構(gòu)、激波位置、熱流分布與結(jié)構(gòu)載荷出現(xiàn)強非定常、強非線性的變化特征。尤其是在機翼折疊區(qū)域，極易因激波 - 邊界層干擾、流動分離與再附形成局部高熱流區(qū)與應(yīng)力集中區(qū)，對飛行器的熱防護設(shè)計與結(jié)構(gòu)強度設(shè)計提出了更為嚴(yán)苛的要求。同時，變體飛行器的熱防護系統(tǒng)需兼顧多種構(gòu)型下的極端工況，安全裕度要求顯著提升，極易帶來結(jié)構(gòu)質(zhì)量的額外負擔(dān)，影響飛行器的有效載荷與航程性能。目前，國內(nèi)外針對高超聲速變體飛行器的研究多集中于氣動布局優(yōu)化與單狀態(tài)氣動特性分析，針對多離散構(gòu)型下的氣動力 - 熱 - 結(jié)構(gòu)耦合特性的系統(tǒng)性對比研究仍較為匱乏，缺乏對不同變形狀態(tài)下的熱環(huán)境特性、結(jié)構(gòu)響應(yīng)規(guī)律與失效風(fēng)險的量化評估，難以支撐變體飛行器的工程化設(shè)計與應(yīng)用。

針對上述問題，本文以機翼可折疊的高超聲速變體飛行器為研究對象，選取0°、45°、90°三種典型機翼折疊狀態(tài)，基于成熟的 CFD 數(shù)值模擬、瞬態(tài)熱傳導(dǎo)分析與結(jié)構(gòu)有限元方法，構(gòu)建了氣動力 - 熱 - 結(jié)構(gòu)松耦合分析框架。首先通過標(biāo)準(zhǔn)模型的風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)驗證了數(shù)值模擬方法的精度與可靠性；隨后系統(tǒng)開展了不同折疊角、不同攻角下的高超聲速流場數(shù)值模擬，獲取了飛行器表面的熱流與壓力載荷分布；進而將氣動載荷作為外部輸入，開展了 150s 飛行時長的瞬態(tài)熱傳導(dǎo)分析與熱 - 結(jié)構(gòu)耦合響應(yīng)分析，量化揭示了機翼折疊對氣動熱環(huán)境與結(jié)構(gòu)力學(xué)特性的影響機制。本文研究成果可為高超聲速變體飛行器的多狀態(tài)耦合特性評估、熱防護設(shè)計與結(jié)構(gòu)優(yōu)化提供基礎(chǔ)數(shù)據(jù)與工程參考。

二、變體布局模型與數(shù)值模擬方法

2.1 寬速域折疊翼氣動布局方案

本文研究的高超聲速變體飛行器針對 Ma 0~8 的寬速域飛行需求設(shè)計，采用機身 - 邊條 - 機翼高度融合的升力體布局，主體為大后掠三角翼無平尾雙垂尾構(gòu)型，機身前部設(shè)置邊條翼以提升大攻角下的升力特性與流動穩(wěn)定性，雙垂尾布置于機身后部兩側(cè)，保證高超聲速飛行下的橫航向操穩(wěn)特性。

飛行器的核心創(chuàng)新點在于采用了可向下折疊的外翼設(shè)計，外翼可根據(jù)飛行速域、飛行姿態(tài)與任務(wù)需求，實時調(diào)整折疊角度 θ，折疊角調(diào)節(jié)范圍為 0°~90°。當(dāng)飛行器處于亞聲速起降與低速飛行階段時，機翼保持 0° 平直狀態(tài)，展弦比最大，獲得最優(yōu)的升阻比與起降性能；當(dāng)飛行器進入超聲速與高超聲速飛行階段時，機翼向下折疊，通過減小展弦比、增大等效后掠角，有效降低波阻與氣動加熱，同時抑制機翼下表面的高壓溢流，提升飛行器的升阻效率與橫航向穩(wěn)定性。機翼折疊過程中，主要改變的外形參數(shù)包括翼展長度、機翼投影面積、展弦比與前緣后掠角，可實現(xiàn)寬速域范圍內(nèi)的氣動性能連續(xù)優(yōu)化。

針對高超聲速飛行的極端熱環(huán)境與載荷環(huán)境，本文對折疊機翼進行了初步的結(jié)構(gòu)設(shè)計，采用航空航天領(lǐng)域廣泛應(yīng)用的“蒙皮 + 骨架”結(jié)構(gòu)形式，其中靠近翼根的內(nèi)翼段保持固定平直，外翼段為可折疊變形段。內(nèi)部骨架以翼梁與翼肋為主要承力結(jié)構(gòu)，翼梁沿機翼展向布置，承受主要的彎矩與剪力，翼肋沿弦向布置，維持機翼剖面形狀并傳遞局部載荷。在材料選型方面，結(jié)合高超聲速飛行器熱結(jié)構(gòu)設(shè)計的成熟經(jīng)驗，機翼蒙皮采用 TC4 鈦合金材料，該材料具有比強度高、耐高溫、耐腐蝕的優(yōu)異性能，長期使用溫度可達 400℃以上；內(nèi)部支撐骨架采用 2A70 鋁合金材料，兼顧結(jié)構(gòu)剛度與輕量化需求；蒙皮外表面覆蓋 5mm 厚的 Nextel 312 陶瓷纖維隔熱層，該材料具有導(dǎo)熱系數(shù)低、耐高溫、熱穩(wěn)定性好的特點，最高耐溫可達 1300℃以上，可有效阻擋氣動熱向內(nèi)部承力結(jié)構(gòu)傳遞，實現(xiàn)熱防護與承力結(jié)構(gòu)的分離設(shè)計。其中，蒙皮厚度為 2mm，隔熱層不參與結(jié)構(gòu)承力，僅在熱傳導(dǎo)分析中考慮其隔熱效應(yīng)，結(jié)構(gòu)受力分析僅考慮蒙皮與內(nèi)部骨架的熱力響應(yīng)。

2.2 高超聲速流動數(shù)值模擬方法與驗證

2.2.1 控制方程與數(shù)值方法

高超聲速流動的控制方程為三維雷諾平均 Navier-Stokes（RANS）方程，其積分形式可表示為：

?t?∫ΩWdΩ+∮?Ω(Fc?Fv)dS=0

其中，Ω為控制體，?Ω為控制體邊界，W為守恒變量向量，F(xiàn)c為對流通量向量，F(xiàn)v為粘性通量向量。

本文采用基于 GPU 加速的高效 CFD 數(shù)值模擬程序開展流場計算，空間離散采用有限體積法，對流通量采用 AUSMPW + 迎風(fēng)格式進行求解，該格式對高超聲速流動中的激波具有優(yōu)異的捕捉能力，同時數(shù)值耗散小，可準(zhǔn)確模擬激波 - 邊界層干擾等復(fù)雜流動現(xiàn)象；粘性通量采用二階中心差分格式進行離散；時間推進采用雙時間步長法，內(nèi)迭代采用 LU-SGS 方法加速收斂。湍流模型采用 k-ω SST 兩方程模型，該模型結(jié)合了 k-ω 模型在近壁面區(qū)域的高精度與 k-ε 模型在遠場區(qū)域的穩(wěn)定性，可準(zhǔn)確模擬高超聲速邊界層流動與分離流動，是目前高超聲速流動數(shù)值模擬中應(yīng)用最廣泛的湍流模型。

2.2.2 數(shù)值方法驗證

為保證本文氣動力與氣動熱數(shù)值模擬結(jié)果的準(zhǔn)確性與可靠性，分別采用公開的空天飛機標(biāo)模與雙橢球標(biāo)模，將數(shù)值模擬結(jié)果與風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)進行對比驗證。

（1）氣動力特性驗證采用公開文獻中的空天飛機標(biāo)模作為驗證模型，該模型由鈍頭圓錐機頭、半圓柱上機身 / 半方柱下機身與帶翼梢小翼的機翼組成，機翼后掠角為 68°，模型總長 290mm，總寬 184.8mm，總高 58mm。計算工況為高超聲速風(fēng)洞試驗條件，通過不同攻角下的升力系數(shù)、阻力系數(shù)計算結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)對比，評估氣動力模擬精度。

對比結(jié)果表明，CFD 計算得到的氣動力系數(shù)隨攻角的變化趨勢與風(fēng)洞試驗結(jié)果完全一致，升力系數(shù)隨攻角增大線性升高，阻力系數(shù)隨攻角增大先減小后增大。其中，升力系數(shù)與阻力系數(shù)的最大誤差均出現(xiàn)在 0° 攻角，分別為 12.50% 與 13.04%，其余攻角下的計算誤差均在 10% 以內(nèi)，滿足工程研究的精度要求。同時，數(shù)值模擬得到的密度梯度云圖與試驗紋影圖中激波的位置、形態(tài)完全吻合，證明本文采用的數(shù)值方法可準(zhǔn)確模擬高超聲速飛行器的外流場結(jié)構(gòu)與氣動力特性。

（2）氣動熱特性驗證采用雙橢球標(biāo)模作為氣動熱驗證模型，該模型是高超聲速氣動熱數(shù)值模擬的標(biāo)準(zhǔn)驗證模型，具有型面突變、激波 - 邊界層干擾強烈的特點，可有效驗證數(shù)值方法對復(fù)雜氣動熱環(huán)境的模擬能力。驗證工況選取風(fēng)洞試驗中的兩種典型流場條件：Ma 8.04、Re/L=1.13×10^7/m 與 Ma 10.02、Re/L=2.20×10^6/m，攻角為 0°。對雙橢球模型進行結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分，總網(wǎng)格單元數(shù)為 290 萬，近壁面第一層網(wǎng)格高度為 5×10^-6 m，保證壁面 y+≈1，滿足湍流模型對近壁面網(wǎng)格的要求，網(wǎng)格層高以 1:1.1 的比例向外增長。

對比結(jié)果表明，CFD 計算得到的雙橢球模型對稱面熱流分布與試驗數(shù)據(jù)變化趨勢一致，熱流峰值出現(xiàn)在雙橢球交界處的型面突變位置，該位置的最大計算誤差分別為 23.03% 與 22.51%，其余平滑曲面區(qū)域的計算誤差均低于 20%，滿足高超聲速氣動熱工程分析的精度要求，證明本文采用的數(shù)值方法可準(zhǔn)確模擬高超聲速飛行器的氣動熱環(huán)境。

2.3 氣動力 - 熱 - 結(jié)構(gòu)松耦合分析框架

高超聲速飛行器的氣動力 - 熱 - 結(jié)構(gòu)耦合是一個典型的多物理場、多時間尺度耦合問題，其中流體流動的特征時間為毫秒級，結(jié)構(gòu)熱傳導(dǎo)的特征時間為秒級，結(jié)構(gòu)力學(xué)響應(yīng)的特征時間為百毫秒級，不同物理場之間的特征時間差異可達 3 個數(shù)量級以上。因此，本文采用工程上廣泛應(yīng)用的準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)松耦合分析方法，忽略流場與結(jié)構(gòu)場之間的雙向?qū)崟r耦合效應(yīng)，將流場計算得到的準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)氣動載荷作為外部輸入，單向傳遞至結(jié)構(gòu)場進行熱傳導(dǎo)與力學(xué)響應(yīng)分析，在保證計算精度的同時，大幅降低計算成本，適用于多狀態(tài)的工程化分析。

本文建立的氣動力 - 熱 - 結(jié)構(gòu)松耦合分析框架主要分為四個步驟，具體流程如下：

（1）高超聲速流場數(shù)值模擬針對不同機翼折疊角（0°、45°、90°）與不同攻角（0°、4°、8°）的組合工況，開展高超聲速流場數(shù)值模擬，計算飛行條件為高度 24km、來流馬赫數(shù) Ma 5。為兼顧熱載荷計算精度與瞬態(tài)傳熱邊界條件的適配性，分別采用等溫壁面（Tw=300K）與絕熱壁面兩種邊界條件進行 CFD 求解，獲取飛行器表面各網(wǎng)格節(jié)點的熱流密度 q、壓力分布 p 與壁面溫度 Tw，為后續(xù)的結(jié)構(gòu)分析提供氣動載荷輸入。

（2）對流換熱系數(shù)換算基于牛頓冷卻公式，對 CFD 計算結(jié)果進行后處理，換算得到飛行器表面各節(jié)點的對流換熱系數(shù) h，牛頓冷卻公式的表達式為：

q=h(Tw?T∞)

其中，q 為等溫壁面條件下計算得到的熱流密度，Tw 為等溫壁面溫度，T∞為流體的恢復(fù)溫度，采用絕熱壁面條件下計算得到的壁面溫度作為流體恢復(fù)溫度。通過該公式可計算得到每個網(wǎng)格節(jié)點的對流換熱系數(shù) h，實現(xiàn)氣動熱載荷從流體域到結(jié)構(gòu)域的準(zhǔn)確傳遞。

（3）瞬態(tài)熱傳導(dǎo)分析：基于經(jīng)典的能量守恒原理與傅里葉熱傳導(dǎo)定律，建立三維各向同性固體的瞬態(tài)熱傳導(dǎo)控制方程，其表達式為：

ρc?t?T=??(λ?T)+Q

其中，ρ 為材料密度，c 為材料定壓比熱容，T 為結(jié)構(gòu)溫度，t 為時間，λ 為材料導(dǎo)熱系數(shù)，Q 為內(nèi)熱源項，本文中內(nèi)熱源項為 0。

采用有限元方法對瞬態(tài)熱傳導(dǎo)控制方程進行求解，初始條件設(shè)置為機翼結(jié)構(gòu)整體初始溫度為 20℃，邊界條件為將步驟（2）中得到的對流換熱系數(shù) h 與流體恢復(fù)溫度 T∞加載至機翼結(jié)構(gòu)的外表面網(wǎng)格節(jié)點。計算時長為 150s，模擬高超聲速巡航飛行過程中的結(jié)構(gòu)溫度場演化過程，獲取不同時刻的結(jié)構(gòu)溫度分布結(jié)果。

（4）熱 - 結(jié)構(gòu)耦合力學(xué)響應(yīng)分析：將步驟（3）中計算得到的結(jié)構(gòu)溫度場與步驟（1）中得到的表面壓力分布共同作為外部載荷，加載至機翼結(jié)構(gòu)有限元模型，開展熱 - 力耦合作用下的結(jié)構(gòu)靜力學(xué)響應(yīng)分析。其中，壓力載荷通過流 - 固界面的節(jié)點映射實現(xiàn)數(shù)據(jù)傳遞，溫度載荷通過同一有限元模型的節(jié)點溫度直接加載，考慮溫度載荷引起的熱應(yīng)力與熱變形。通過求解結(jié)構(gòu)的平衡方程，獲取機翼結(jié)構(gòu)的等效應(yīng)力分布、變形位移分布等結(jié)果，評估不同折疊狀態(tài)下的結(jié)構(gòu)強度與剛度性能。

三、氣動力 - 熱 - 結(jié)構(gòu)耦合特性分析結(jié)果

本文針對高度 24km、Ma 5 的典型高超聲速巡航工況，系統(tǒng)開展了 0°、45°、90° 三種機翼折疊角，0°、4°、8° 三種攻角的多狀態(tài)數(shù)值仿真分析，獲取了不同工況下的氣動熱環(huán)境、結(jié)構(gòu)溫度場與力學(xué)響應(yīng)結(jié)果，量化揭示了機翼折疊對多物理場耦合特性的影響機制。

3.1 折疊翼飛行器氣動熱環(huán)境特性分析

高超聲速飛行過程中，來流經(jīng)過頭部與機翼前緣的強激波壓縮后，溫度與壓力急劇升高，近壁面邊界層內(nèi)的粘性耗散將大量動能轉(zhuǎn)化為熱能，形成強烈的氣動加熱效應(yīng)。對于折疊翼變體飛行器，機翼折疊會改變飛行器的整體流場結(jié)構(gòu)，尤其是機翼區(qū)域的激波形態(tài)、邊界層發(fā)展與流動分離特性，進而對氣動熱環(huán)境產(chǎn)生顯著影響。

3.1.1 典型折疊狀態(tài)下的熱流分布特征

0° 攻角工況下，不同機翼折疊角的飛行器表面熱流分布結(jié)果表明，飛行器的高熱流區(qū)域主要集中于頭部鈍錐、機翼前緣、垂尾前緣等迎風(fēng)型面突變位置，這些位置的激波強度大，氣動加熱效應(yīng)最為強烈。其中，頭部區(qū)域因鈍錐壓縮形成強脫體激波，上表面隆起弧度較大，激波強度更高，出現(xiàn)明顯的高熱流分布；下表面型線平緩，激波強度較弱，熱流水平相對較低。機翼折疊對機身頭部、翼根前緣與垂尾前緣的熱流分布影響較小，不同折疊角工況下，上述區(qū)域的熱流密度水平與分布特征基本一致，說明機翼折疊主要影響外翼區(qū)域的局部流場，對飛行器主體的氣動熱環(huán)境影響有限。

機翼表面的熱流分布呈現(xiàn)明顯的前緣集中特征，前緣位置熱流密度最高，沿弦向流向逐漸衰減。0° 折疊角（平直翼）工況下，機翼上下表面的熱流分布較為均勻，翼尖前緣的熱流峰值為 743kW/m2；隨著機翼折疊角的增大，機翼下表面靠近外翼區(qū)域的熱流出現(xiàn)小幅升高，外翼前緣的氣動加熱效應(yīng)顯著加劇，45° 折疊角工況下翼尖前緣熱流峰值升至 768kW/m2，90° 折疊角工況下進一步升至 793kW/m2，較 0° 折疊角工況提升 6.7%。這是因為機翼向下折疊后，下表面的高壓氣流在折角處形成流動阻滯與局部壓縮，激波強度進一步提升，同時折疊導(dǎo)致外翼前緣的等效迎角增大，加劇了前緣的氣動加熱效應(yīng)。

3.1.2 攻角與折疊角的耦合影響

攻角是影響高超聲速飛行器氣動熱環(huán)境的關(guān)鍵參數(shù)，本文對比了 0°、4°、8° 攻角下，不同折疊角工況的飛行器關(guān)鍵區(qū)域熱流峰值，結(jié)果表明，攻角與折疊角對氣動熱環(huán)境存在顯著的耦合放大效應(yīng)。

對于飛行器頭部區(qū)域，熱流密度隨攻角增大呈現(xiàn)小幅升高趨勢，這是因為攻角增大后，頭部下表面的激波強度提升，氣動加熱效應(yīng)略有加劇，但整體變化幅度較小。對于機翼前緣區(qū)域，熱流密度峰值隨攻角增大顯著升高，且折疊角越大，熱流的增長幅度越明顯。0° 折疊角工況下，攻角從 0° 升至 8°，翼尖前緣熱流峰值從 743kW/m2 升至 1077kW/m2，增長幅度為 334kW/m2；90° 折疊角工況下，攻角從 0° 升至 8°，翼尖前緣熱流峰值從 793kW/m2 升至 1309.9kW/m2，增長幅度達 516kW/m2，較平直翼工況提升 54.5%。在 8° 攻角、90° 折疊角的極端工況下，翼尖前緣熱流峰值達到 1309.9kW/m2，較 0° 攻角、0° 折疊角工況提升 76.3%，是整個飛行器防熱設(shè)計的最關(guān)鍵區(qū)域。

對于垂尾前緣區(qū)域，因其位于飛行器背風(fēng)面，攻角增大后，垂尾處于機身與機翼的遮蔽區(qū)，來流迎角減小，激波強度降低，因此熱流密度峰值隨攻角增大逐漸減小。同時，在 4°~8° 攻角范圍內(nèi)，機翼與垂尾前緣的熱流始終保持隨折疊角增大而升高的變化規(guī)律，說明機翼折疊對氣動加熱的加劇效應(yīng)在大攻角機動工況下更為顯著。

3.1.3 熱流分布的敏感性與位置演化

通過對飛行器機翼前緣型線的熱流分布進行量化分析，結(jié)果表明，機翼折疊不僅會提升前緣熱流的整體水平，還會改變熱流峰值的分布位置，同時增大前緣熱流對攻角變化的敏感性。

0° 折疊角工況下，機翼前緣的熱流峰值出現(xiàn)在翼根與機翼中段位置，外翼段的熱流水平相對較低；隨著折疊角的增大，外翼段前緣的熱流持續(xù)升高，熱流峰值的位置逐漸從翼根中段向翼尖方向移動，90° 折疊角工況下，熱流峰值穩(wěn)定出現(xiàn)在翼尖前緣位置。這一變化規(guī)律對變體飛行器的熱防護設(shè)計具有重要的指導(dǎo)意義，平直翼狀態(tài)下的防熱重點為翼根與機翼中段，而大折疊角狀態(tài)下的防熱重點轉(zhuǎn)移至翼尖前緣，熱防護系統(tǒng)需兼顧不同折疊狀態(tài)下的熱流分布差異，保證全工況下的熱安全。

同時，機翼折疊會顯著提升前緣熱流對攻角變化的敏感性，折疊角越大，攻角變化引起的熱流漲幅越高。0° 折疊角工況下，攻角每增大 1°，翼尖前緣熱流平均增長 41.75kW/m2；90° 折疊角工況下，攻角每增大 1°，翼尖前緣熱流平均增長 64.5kW/m2，較平直翼工況提升 54.5%。這說明變體飛行器在大攻角機動飛行時，大折疊狀態(tài)下的翼尖前緣面臨更為嚴(yán)苛的氣動熱環(huán)境，需預(yù)留更大的熱防護安全裕度。

3.1.4 壁面邊界條件對熱環(huán)境的影響

本文分別采用等溫壁面與絕熱壁面邊界條件，計算了 Ma 5、4° 攻角工況下不同折疊角的機翼表面熱流與溫度分布，結(jié)果與前述分析結(jié)論完全一致。機翼前緣迎風(fēng)面的氣動加熱效應(yīng)最為顯著，熱流密度與壁面溫度均沿弦向流向逐漸衰減；隨著折疊角的增大，機翼表面的高熱流、高溫區(qū)域范圍不斷擴大，前緣區(qū)域的熱流峰值與溫度峰值持續(xù)升高，進一步驗證了機翼折疊對氣動加熱的加劇效應(yīng)。兩種壁面邊界條件的計算結(jié)果為后續(xù)的瞬態(tài)熱傳導(dǎo)分析提供了準(zhǔn)確的載荷輸入，保證了結(jié)構(gòu)熱響應(yīng)分析的精度。

3.2 折疊翼結(jié)構(gòu)熱傳導(dǎo)響應(yīng)分析

在獲取飛行器表面的氣動熱載荷后，本文基于建立的耦合分析框架，開展了 150s 飛行時長的瞬態(tài)熱傳導(dǎo)分析，獲取了不同折疊狀態(tài)下的機翼結(jié)構(gòu)溫度場分布，評估了熱防護系統(tǒng)的隔熱效果與結(jié)構(gòu)熱安全性能。

3.2.1 結(jié)構(gòu)溫度場分布特征

150s 瞬態(tài)熱傳導(dǎo)計算結(jié)果表明，不同折疊狀態(tài)下的機翼結(jié)構(gòu)溫度峰值均出現(xiàn)在機翼前緣的外層隔熱層位置，與氣動熱流的峰值位置完全對應(yīng)。其中，0° 折疊角工況下，結(jié)構(gòu)溫度峰值為 830.6℃；45° 折疊角工況下，溫度峰值升至 876.6℃；90° 折疊角工況下，溫度峰值進一步升至 889.1℃。結(jié)構(gòu)溫度峰值的差異完全來自于氣動熱載荷的差異，折疊角越大，前緣熱流密度越高，結(jié)構(gòu)溫度峰值也隨之升高，但整體升高幅度較小，90° 折疊角工況下的溫度峰值較 0° 折疊角工況僅升高 58.5℃，說明隔熱層有效抑制了氣動熱載荷差異向結(jié)構(gòu)內(nèi)部的傳遞。

Nextel 312 陶瓷纖維隔熱層展現(xiàn)出優(yōu)異的隔熱性能，其導(dǎo)熱系數(shù)低、比熱容高的特性，可有效吸收氣動熱并阻擋熱量向內(nèi)部承力結(jié)構(gòu)傳遞。盡管隔熱層外表面的最高溫度達到 889.1℃，但內(nèi)部 TC4 鈦合金蒙皮的溫度始終保持在較低水平。0° 折疊角工況下，蒙皮的最高溫度為 123.67℃；45° 折疊角工況下，蒙皮最高溫度升至 166.62℃；90° 折疊角工況下，蒙皮最高溫度為 252.04℃，均遠低于 TC4 鈦合金 400℃的長期使用溫度，滿足結(jié)構(gòu)的熱安全要求。

同時，蒙皮最高溫度的位置隨折疊角的增大發(fā)生明顯轉(zhuǎn)移。0° 與 45° 折疊角工況下，蒙皮最高溫度出現(xiàn)在翼尖位置，與熱流峰值位置一致；90° 折疊角工況下，蒙皮最高溫度位置轉(zhuǎn)移至機翼下表面的折角處，這是因為機翼 90° 折疊后，下表面的高壓氣流在折角處聚集，形成局部高熱流區(qū)，同時折角處的結(jié)構(gòu)幾何不連續(xù)，熱量易在此處累積，導(dǎo)致溫度升高。

3.2.2 熱防護系統(tǒng)性能評估

本文采用的Nextel 312 陶瓷纖維隔熱層的最高耐溫可達1300℃以上，而本文計算得到的結(jié)構(gòu)最高溫度為 889.1℃，僅為材料耐溫上限的 68.4%，具有充足的熱安全裕度。即使在 8° 攻角、90° 折疊角的極端氣動熱工況下，隔熱層仍可有效阻擋熱量向內(nèi)部承力結(jié)構(gòu)傳遞，保證蒙皮與內(nèi)部骨架的溫度始終在材料許用范圍內(nèi)。

上述結(jié)果表明，盡管機翼折疊會顯著加劇前緣區(qū)域的氣動加熱效應(yīng)，帶來更高的熱載荷，但通過合理的熱防護設(shè)計，采用陶瓷纖維隔熱層的被動熱防護方案，完全可以抵消機翼折疊帶來的熱載荷提升，滿足變體飛行器全工況下的熱安全要求。同時，該熱防護方案技術(shù)成熟、可靠性高，適用于高超聲速變體飛行器的工程化應(yīng)用。

3.3 熱 - 力耦合下的結(jié)構(gòu)力學(xué)響應(yīng)分析

在獲取機翼結(jié)構(gòu)溫度場的基礎(chǔ)上，本文將結(jié)構(gòu)溫度場與表面壓力分布共同作為外部載荷，開展了熱 - 力耦合作用下的結(jié)構(gòu)靜力學(xué)響應(yīng)分析，獲取了不同折疊狀態(tài)下的結(jié)構(gòu)等效應(yīng)力與變形位移分布，評估了機翼結(jié)構(gòu)的強度與剛度性能。

3.3.1 結(jié)構(gòu)應(yīng)力分布特征

熱 - 力耦合作用下的結(jié)構(gòu)應(yīng)力計算結(jié)果表明，機翼折疊角的增大會導(dǎo)致結(jié)構(gòu)等效應(yīng)力峰值顯著升高，應(yīng)力集中位置隨折疊角的增大發(fā)生明顯轉(zhuǎn)移。0° 折疊角工況下，結(jié)構(gòu)最大等效應(yīng)力為 120.4MPa，應(yīng)力集中位置出現(xiàn)在翼尖處；45° 折疊角工況下，最大等效應(yīng)力升至 244.8MPa，較 0° 折疊角工況提升 103.3%，應(yīng)力集中位置仍位于翼尖區(qū)域；90° 折疊角工況下，最大等效應(yīng)力急劇升至 506.1MPa，較 0° 折疊角工況提升 320.3%，應(yīng)力集中位置從翼尖轉(zhuǎn)移至機翼下表面的折角處。

結(jié)構(gòu)應(yīng)力的變化規(guī)律與氣動載荷的分布特征完全一致，機翼折疊后，下表面的高壓氣流在折角處形成局部高壓區(qū)，帶來更高的氣動壓力載荷；同時，折角處的結(jié)構(gòu)幾何不連續(xù)，易形成應(yīng)力集中，再加上溫度載荷引起的熱應(yīng)力疊加，最終導(dǎo)致 90° 折疊角工況下折角處的等效應(yīng)力峰值急劇升高。通過對結(jié)構(gòu)強度進行校核，TC4 鈦合金的常溫許用應(yīng)力為 800MPa，即使在高溫下，其許用應(yīng)力仍高于 600MPa，本文計算得到的最大等效應(yīng)力為506.1MPa，低于材料的許用應(yīng)力，具有充足的強度安全裕度，滿足結(jié)構(gòu)設(shè)計要求。

此外，對比純氣動載荷與熱 - 力耦合載荷的計算結(jié)果發(fā)現(xiàn)，熱應(yīng)力對結(jié)構(gòu)應(yīng)力峰值的貢獻約為 30%，說明高超聲速飛行過程中，氣動加熱引起的熱應(yīng)力是結(jié)構(gòu)響應(yīng)不可忽略的重要組成部分，若僅考慮純氣動載荷，會嚴(yán)重低估結(jié)構(gòu)的應(yīng)力水平，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)設(shè)計偏于危險。因此，在高超聲速飛行器的結(jié)構(gòu)設(shè)計中，必須開展熱 - 力耦合分析，全面考慮氣動載荷與熱載荷的共同作用。

3.3.2 結(jié)構(gòu)變形特征分析

不同折疊狀態(tài)下的機翼結(jié)構(gòu)變形計算結(jié)果表明，機翼結(jié)構(gòu)的最大變形位移隨折疊角的增大呈現(xiàn)先減小后增大的變化趨勢。0° 折疊角工況下，最大變形位移為 5.22mm；45° 折疊角工況下，最大變形位移降至 4.15mm；90° 折疊角工況下，最大變形位移升至 6.80mm，為全工況最大值。

這一變化規(guī)律是幾何剛度與載荷變化共同作用的結(jié)果：0° 到 45° 折疊角范圍內(nèi)，機翼向下折疊后，結(jié)構(gòu)的抗彎剛度與抗扭剛度顯著提升，幾何剛度的增大對變形的抑制作用超過了載荷增大對變形的放大作用，因此結(jié)構(gòu)變形位移有所減?。划?dāng)折疊角從 45° 升至 90° 時，氣動壓力載荷與熱載荷急劇升高，載荷增大對變形的放大作用超過了幾何剛度的抑制作用，因此結(jié)構(gòu)變形位移再次增大。

全工況下，機翼結(jié)構(gòu)的最大變形位移僅為 6.80mm，相對于機翼的整體尺寸而言，變形量極小，不會對飛行器的氣動外形與飛行性能產(chǎn)生明顯影響，滿足結(jié)構(gòu)剛度設(shè)計要求。同時，結(jié)構(gòu)變形的變化規(guī)律可為變體飛行器的結(jié)構(gòu)剛度設(shè)計提供參考，在大折疊角工況下，需重點關(guān)注折角處的剛度設(shè)計，控制結(jié)構(gòu)變形量。

四、結(jié)論與展望

4.1 主要研究結(jié)論

本文以機翼可折疊的高超聲速變體飛行器為研究對象，建立了基于 CFD 數(shù)值模擬、瞬態(tài)熱傳導(dǎo)與結(jié)構(gòu)有限元的氣動力 - 熱 - 結(jié)構(gòu)松耦合分析框架，系統(tǒng)開展了 0°、45°、90° 三種機翼折疊角，0°、4°、8° 三種攻角的多狀態(tài)數(shù)值仿真研究，通過標(biāo)模風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)驗證了數(shù)值方法的精度，量化揭示了機翼折疊對氣動熱環(huán)境與結(jié)構(gòu)響應(yīng)特性的影響機制，主要研究結(jié)論如下：

（1）機翼折疊會顯著加劇機翼前緣區(qū)域的氣動加熱效應(yīng)，折疊角越大，前緣熱流密度越高，且熱流對攻角變化的敏感性越強。0° 攻角工況下，90° 折疊角的翼尖前緣熱流峰值較 0° 折疊角提升 6.7%；8° 攻角工況下，90° 折疊角的翼尖前緣熱流峰值達到 1309.9kW/m2，較 0° 折疊角提升 21.6%，攻角從 0° 升至 8° 的熱流增長幅度達 516kW/m2，較平直翼工況提升 54.5%。同時，機翼折疊會導(dǎo)致熱流峰值的位置從翼根中段向翼尖轉(zhuǎn)移，大折疊角工況下的翼尖前緣是防熱設(shè)計的核心重點區(qū)域。

（2）采用 Nextel 312 陶瓷纖維隔熱層的被動熱防護方案，可有效抑制氣動熱向內(nèi)部承力結(jié)構(gòu)的傳遞，滿足全工況下的熱安全要求。150s 飛行時長的瞬態(tài)熱傳導(dǎo)分析結(jié)果表明，90° 折疊角工況下的結(jié)構(gòu)最高溫度為 889.1℃，僅為隔熱材料耐溫上限的 68.4%；內(nèi)部 TC4 鈦合金蒙皮的最高溫度為 252.04℃，遠低于材料的長期使用溫度，具有充足的熱安全裕度。盡管機翼折疊會加劇氣動加熱效應(yīng)，但通過合理的熱防護設(shè)計，完全可以抵消其帶來的負面影響。

（3）熱 - 力耦合作用下，機翼結(jié)構(gòu)的等效應(yīng)力峰值隨折疊角的增大顯著升高，應(yīng)力集中位置隨折疊角的增大從翼尖向機翼下表面折角處轉(zhuǎn)移。0° 折疊角工況下的最大等效應(yīng)力為 120.4MPa，90° 折疊角工況下升至 506.1MPa，較 0° 折疊角提升 320.3%，但仍低于 TC4 鈦合金的許用應(yīng)力，滿足結(jié)構(gòu)強度要求。熱應(yīng)力對結(jié)構(gòu)應(yīng)力峰值的貢獻約為 30%，在結(jié)構(gòu)設(shè)計中必須考慮熱 - 力耦合效應(yīng)，否則會嚴(yán)重低估結(jié)構(gòu)的應(yīng)力水平。

（4）機翼結(jié)構(gòu)的最大變形位移隨折疊角的增大呈現(xiàn)先減小后增大的變化規(guī)律，90° 折疊角工況下的最大變形位移為 6.80mm，為全工況最大值。這一規(guī)律是幾何剛度與載荷變化共同作用的結(jié)果，小折疊角范圍內(nèi)幾何剛度的提升抑制了結(jié)構(gòu)變形，大折疊角范圍內(nèi)載荷的急劇升高導(dǎo)致變形再次增大。全工況下的結(jié)構(gòu)變形量極小，不會對飛行器的氣動外形與飛行性能產(chǎn)生明顯影響，滿足結(jié)構(gòu)剛度要求。

（5）本文建立的多場松耦合分析框架，通過標(biāo)模試驗驗證了數(shù)值方法的精度，可準(zhǔn)確模擬不同折疊狀態(tài)下的氣動力 - 熱 - 結(jié)構(gòu)耦合特性，計算效率高，適用于高超聲速變體飛行器的工程化多狀態(tài)分析，可為變體飛行器的耦合特性評估、熱防護設(shè)計與結(jié)構(gòu)優(yōu)化提供基礎(chǔ)數(shù)據(jù)與工程參考。

4.2 未來研究方向與發(fā)展展望

針對本文研究的局限性與高超聲速變體飛行器技術(shù)的發(fā)展需求，未來的研究工作將圍繞以下幾個方向展開，進一步突破關(guān)鍵技術(shù)難題，推動高超聲速變體飛行器技術(shù)的工程化應(yīng)用：

（1）開展非定常流 - 熱 - 固雙向耦合數(shù)值模擬研究。本文采用的是準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)松耦合方法，針對離散的折疊狀態(tài)開展分析，未來將建立流 - 熱 - 固雙向耦合求解器，考慮機翼連續(xù)變形過程中的非定常流動效應(yīng)、動網(wǎng)格技術(shù)與流體 - 結(jié)構(gòu)實時數(shù)據(jù)傳遞，準(zhǔn)確模擬變形過程中的多物理場演化規(guī)律，進一步提升數(shù)值模擬的精度。

（2）考慮高溫環(huán)境下的材料非線性與結(jié)構(gòu)非線性行為。本文采用的是常溫下的線性材料本構(gòu)模型，未來將引入溫度相關(guān)的材料性能參數(shù)，考慮高溫下材料的彈性模量、屈服強度、導(dǎo)熱系數(shù)等參數(shù)的變化，同時考慮結(jié)構(gòu)大變形帶來的幾何非線性效應(yīng)，建立更符合實際飛行環(huán)境的結(jié)構(gòu)分析模型，提升結(jié)構(gòu)響應(yīng)分析的準(zhǔn)確性。

（3）開展熱防護 - 承力 - 驅(qū)動一體化結(jié)構(gòu)設(shè)計與優(yōu)化研究。針對現(xiàn)有分離式設(shè)計結(jié)構(gòu)質(zhì)量大的問題，未來將開發(fā)一體化的多功能結(jié)構(gòu)，采用陶瓷基復(fù)合材料、形狀記憶合金等新型材料，實現(xiàn)熱防護、結(jié)構(gòu)承力與變體驅(qū)動的一體化設(shè)計，同時開展多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計，在滿足熱安全與強度要求的前提下，實現(xiàn)結(jié)構(gòu)的輕量化。

（4）開展高超聲速風(fēng)洞試驗驗證研究。本文的研究成果均來自數(shù)值模擬，未來將加工折疊翼變體飛行器縮比模型，在高超聲速風(fēng)洞中開展不同折疊狀態(tài)下的測力、測熱試驗，同時開發(fā)可實時變形的模型驅(qū)動機構(gòu)，開展連續(xù)變形過程中的非定常風(fēng)洞試驗，獲取試驗數(shù)據(jù)，驗證數(shù)值模擬結(jié)果的準(zhǔn)確性與可靠性。

（5）開展變體飛行器多學(xué)科設(shè)計優(yōu)化（MDO）研究。將氣動、熱、結(jié)構(gòu)、控制、驅(qū)動等多個學(xué)科結(jié)合起來，建立全任務(wù)剖面的多學(xué)科設(shè)計優(yōu)化模型，以全速域氣動效率、結(jié)構(gòu)質(zhì)量、熱安全裕度、控制性能為優(yōu)化目標(biāo)，開展多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計，實現(xiàn)變體飛行器全任務(wù)剖面的性能最優(yōu)，為工程化應(yīng)用提供完整的設(shè)計方案。

高超聲速變體飛行器技術(shù)作為寬速域飛行的核心解決方案，具有廣闊的應(yīng)用前景與戰(zhàn)略價值。隨著數(shù)值模擬技術(shù)、材料技術(shù)、驅(qū)動技術(shù)與試驗技術(shù)的不斷發(fā)展，高超聲速變體飛行器技術(shù)將不斷突破關(guān)鍵瓶頸，最終實現(xiàn)工程化應(yīng)用，為我國空天一體化建設(shè)與國防安全提供核心技術(shù)支撐。

湖南泰德航空技術(shù)有限公司于2012年成立，多年來持續(xù)學(xué)習(xí)與創(chuàng)新，成長為行業(yè)內(nèi)有影響力的高新技術(shù)企業(yè)。公司聚焦高品質(zhì)航空航天流體控制元件及系統(tǒng)研發(fā)，深度布局航空航天、船舶兵器、低空經(jīng)濟等高科技領(lǐng)域，在航空航天燃/滑油泵、閥元件、流體控制系統(tǒng)及航空測試設(shè)備的研發(fā)上投入大量精力持續(xù)研發(fā)，為提升公司整體競爭力提供堅實支撐。

公司總部位于長沙市雨花區(qū)同升街道匯金路877號，株洲市天元區(qū)動力谷作為現(xiàn)代化生產(chǎn)基地，構(gòu)建起集研發(fā)、生產(chǎn)、檢測、測試于一體的全鏈條產(chǎn)業(yè)體系。經(jīng)過十余年穩(wěn)步發(fā)展，成功實現(xiàn)從貿(mào)易和航空非標(biāo)測試設(shè)備研制邁向航空航天發(fā)動機、無人機、靶機、eVTOL等飛行器燃油、潤滑、冷卻系統(tǒng)的創(chuàng)新研發(fā)轉(zhuǎn)型，不斷提升技術(shù)實力。

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