张佳明，王文瑞，马新杰，温晓东

(1.北京科技大学 机械工程学院， 北京 100083; 2.流体与材料相互作用教育部重点实验室， 北京 100083;3.天津航天机电设备研究所 天津市宇航智能装备技术企业重点实验室， 天津 300301)

近空间飞行器拥有快速响应、突防能力强等特点，能够在短时间内精准打击长距离军事目标，在国防科研、空间技术研究中具有极其重要的战略意义[1-2]。飞行器在高马赫数飞行过程中，周围空气受到激波的强烈压缩，对飞行器表面产生剧烈的气动热力载荷。舵翼结构作为飞行器关键部件，为了确保燃料供给能够满足高速、长距离飞行，要求尽量减小结构尺寸，结构刚度的降低导致更大的变形量，影响其气动外形，进一步增强气动热、气动力与结构响应之间的耦合效应[3-5]，直接影响飞行稳定性，严重时造成偏离飞行轨道甚至掉落，影响精确打击效果，这也是目前近空间飞行器热防护设计与结构设计过程中必然要面对的问题。

为此，多位研究者开展了相关的试验项目。夏吝时等[6]对主动式热疏导简化前缘金属开展地面热环境模拟试验。吴大方等[7-8]对近空间飞行器复合材料先后开展了1 100 ℃和1 500 ℃的热振联合实验。蔡礼港、欧朝、李强等[9-11]在电弧风洞、激波风洞中对飞行器结构与热防护材料开展了实验研究。然而，开展试验周期长、难度大、费用高，使用数值仿真方法对近空间飞行器结构温度、变形进行预测，能够更为高效地为热防护设计与结构设计提供指导。……