徐世南，吴催生

(中国空空导弹研究院，洛阳 471000)

0 引 言

新一代高超声速导弹采用超燃冲压发动机等新型动力，从而实现短时间内打击长距离军事目标[1]。为了保证燃料供给充分，又不增大飞行阻力，弹体结构需要在减小弹径的同时，增加发动机舱长度，因此大长细比成为高超声速导弹结构形式的一个发展方向。此结构形式保证导弹实现高速度、超机动性和广泛作战空间的同时，也增大了结构的柔性，导致结构在气动载荷作用下会产生更大的变形，气动与结构间的耦合效应显著增强[2-5]。

由于飞行速度快，高超声速导弹面临更加严峻的热环境，结构刚度的改变造成结构的承载能力降低，飞行器内部温度的增高致使元器件等部件损害率加大，这也是目前高超声速飞行器面临的共性问题。面对热防护设计和结构设计带来的挑战，众多试验项目以此为背景相继进行：北京航天长征飞行器研究所采用主动式热疏导技术对金属尖化前缘模型进行试验研究[6];吴大方等[7]对某飞行器翼面进行了热/振联合试验;成都飞机设计研究所对飞行器热环境下的结构固有振动特性进行了试验[8];中国空气动力研究所与发展中心分别进行了MF-1航天模型飞行试验以及激波风洞试验[9-10]。但是试验要求技术难度大，经费高，采用数值仿真对飞行器气动力、结构温度等进行有效的预测，可为高超声速导弹热防护设计与结构设计提供指导。

由于耦合效应不可忽视，对高超声速导弹流场与结构温度仿真研究需采用多场耦合方法。……