高超音速飞行器气动热研究进展

摘 要：高超音速飞行器具有普通超音速飞行器无法比拟的优势，因而成为航空航天领域重 要的发展方向。当飞行器高速飞行时，空气粘性作用将在机体上产生强烈的气动热，这给飞行器 的安全造成严重影响，成为制约高超音速飞行器快速发展的瓶颈问题；无疑，掌握气动热变化规 律是合理设计高超音速飞行器热防护的基础。本文从实验与数值仿真两方面系统地归纳、总结国 内外学者在高超音速飞行器气动热方面的研究成果，并展望其未来的发展。

关键词：高超音速；气动加热；数值模拟；工程算法

中图分类号：V211.3 文献标识码：A 文章编号：1673-5048（2014）06-0008-06

ResearchAdvancesofAerodynamicHeatingforHypersonicAircraft

CHENXiongxin1，LIUWeihua1，LUOZhisheng2，ZHAOHongtao2，FENGShiyu1

（1.NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics，Nanjing210016，China；2.AVICHefeiJianghang AircraftEquipmentCo.，LTD，Hefei230051，China）

Abstract：Duetotheunparalleladvantageofthehypersonicvehiclescomparedwiththecommonsu personicones，itbecomestheimportantdevelopmentdirectionintheareaoftheaeronauticsandastronau tics.However，thistechnologyisdramaticallyrestrictedbytheviolentaerodynamicheatingwhichis causedbytheultrahighspeedviscousflowofairthroughtheaircraftsurfacesandwillaffectthesecurity ofaircrafts.Obviously，itisthekeytechnologyforthedesignofhypersonicaircraftstocomprehendthe changerulesoftheaerodynamicheating.Thecurrentresearchresultsandprospectiveontheaerodynamic heatingforhypersonicaircraftsaresummarizedincludingexperimentsandnumericalsimulations.

Keywords：hypersonic；aerodynamicheating；numericalsimulation；engineeringalgorithm

0 引 言

由于高超音速（Ma≥5）飞行具有普通超音速 飞行所无法比拟的优势，因而成为了当前与未来 航空航天飞行器发展的重要方向。国外航空发达 国家对高超音速飞行器十分重视，早在20世纪50 年代，美国就开始研制以火箭推进器为动力的高超音速飞行器X-15，并先后创造了马赫数6.72 飞行速度和108000m升限纪录；90年代期间， NASA研发了以X-33、X-34为代表的技术验证 机；近年来，美国在总结国家空天飞机计划 （NASP）正反两方面经验的基础上，提出了高超音 速飞行器实验计划（Hyper-X），其设计方向为高 超音速巡航导弹，进一步发展方向为真实高超飞 行器与天地往返运输系统。这一切都显示着高超 音速技术发展的重大战略意义。

当飞行器在大气层内高速飞行时，空气的粘 性作用致使飞行器表面产生剧烈的气动热，如当以 Ma>36速度再入大气层时，飞行器前缘驻点温度将高达11000K左右。高温会对飞行器造成不可 恢复的损伤，致使飞行器结构外形发生烧蚀、结构 强度以及刚度发生改变，对飞行器的正常飞行以 及安全带来极为严重的影响。因此，高超音速飞行 器需要采取适当的热防护措施，以保障飞行器的 结构和内部设置能正常工作。

掌握气动热变化规律是合理设计高超音速飞 行器热防护的基础，因此，国内外研究者均对高超 音速飞行器的气动热开展了大量的研究工作。

1 高超音速气动热试验研究

高超音速飞行器气动热的产生受到诸多因素 的影响，如飞行器外形结构、飞行姿态、飞行速 度、飞行高度、激波干扰与激波边界层干扰、真实 气体效应、边界层转捩等，其理化过程十分复杂， 因此，对气动热的准确预测十分困难。目前，各国 对高超音速气动热的研究还是以试验研究为主， 在此基础上，探索数值模拟和工程计算方法。

1.1 地面试验研究

早期的地面试验研究重点在于探索结构、攻 角、钝比率、介质对气动加热的影响，获取飞行器 表面压力分布及激波形状。

早在20世纪60年代，NASA便对15°钝锥体 在马赫数为10.6的条件下气动加热进行了试验研 究[1]。该试验测试了攻角和钝比率对气动加热的 影响。结果表明：在攻角为0°时，增大钝比率可以 减少热流并阻止边界层转捩；而在攻角大于0°时， 同样可以在背风面延迟转捩。

1981年，NASA对弯鼻双锥（bentnosebicon ic）与轴对称双锥（onaxisbiconic）在马赫数为6的 风洞中进行了地面试验[2]，得到了表面压力分布 及激波形状。

1983年，NASA就双锥模型分别在He、N2、空 气、CO2中的高超音速气动加热问题进行了试验研 究[3]，其研究内容包括弯鼻双锥、攻角、真实气体 对热流分布的影响等问题，并与三维抛物型N-S 方程的计算结果进行了比较。随后的两年里， NASA再次对双锥模型在高超音速飞行条件下的气 动加热进行了系统而全面的试验研究[4]，探讨了 包括弯鼻对双锥、雷诺数、攻角的影响，以及理想 气体与真实气体气动加热的比较等问题。结果表 明，在给定20°攻角条件下，与直双锥（straightbi conic，即轴对称双锥）相比，7°弯鼻双锥虽然增加 了前锥10%～20%的迎风加热，却减少了尾锥近60%的迎风加热量[5]。