蔡礼港,常秋英,杨 超,段晓亮

(1.北京交通大学 机械与电子控制工程学院， 北京 100044； 2.中国兵器工业导航与控制技术研究所， 北京 100089)

火箭弹主要用于远程作战，适宜攻击面积大、定位不太精确的集群目标。高超声速火箭弹一般是指在大气层内或跨大气层飞行速度大于5马赫的火箭弹[1]，与常规火箭弹相比，由于气动加热现象的存在，弹体在飞行过程中壁面附近的温度急剧升高，达到一定温度后发生烧蚀[2]。对舵翼而言，烧蚀使其气动外形发生明显改变，导致弹道轨迹变化甚至飞行失稳，高超声速飞行对火箭弹的气动性能与防热保护措施提出更高的要求[3-4]。

舵翼一般采用高强度钢制成，在高超音速飞行过程中，舵翼内部伴随热传导、烧蚀等现象，而舵翼结构内部热力场的改变又会影响外围流场流动特性与气动加热特性，产生气动热环境与材料热响应的耦合效应[5]。耦合计算的求解方式有两种，分别为紧耦合与松耦合[6-7]。紧耦合方式是将流体区域与固体区域的控制方程统一求解[8]，由于两区域控制方程的离散、求解方法均不相同，统一求解难度大，难以用于解决实际复杂工程问题。松耦合方法对其进行了简化处理，把流体区域与固体区域分开求解[9-11]，并在流场和固体场之间传递数据，更新每一次迭代后的固体场与流体场，这种简化方法对于实际工程应用是可以接受的[7,12]。

为了获得某型号高超声速火箭弹舵翼的气动热环境和烧蚀过程，并以此作为舵翼热防护措施的设计和优化依据，以D6AC钢舵翼为例，基于真实飞行工况，采用有限元方法进行气动热与烧蚀仿真，获得动态烧蚀过程与烧蚀形貌，并与电弧加热风洞实验结果进行对比。……