高超声速
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高超声速范文第1篇
目前世界上的高超声速导弹主要有两种，一种是美国研制的X-51高超声速巡航导弹，采用冲压发动机，由飞机机载到高空发射；另一类就是美国的HTV-2型高超声速导弹，采用火箭助推一滑翔的方式。
两者的根本区别就是高超声速巡航导弹采用冲压发动机作为动力，而助推一滑翔导弹采用无动力滑翔技术，未来可能有采用火箭发动机或超燃冲压发动机提供辅助动力。在有动力辅助的情况下，也并非在滑翔段全程使用动力，要不然就不叫“滑翔”而改叫“助推”或“巡航”飞行了；辅助动力主要在机动变轨的时候使用，包括在末端机动时。所以根据外媒对中国高超声速导弹的描述来看，中国此次试验的是类似于美国HTV-2的无动力助推一滑翔式导弹。
助推一滑翔式高超声速导弹的工作过程
如果我国这次试射的是美国HTV-2一类的助推-滑翔导弹，那么它的工作过程应与HTV-2的相似。在助推器点火升空后，助推滑翔导弹持续进行有动力飞行，并在三级或两级助推器陆续关机后，导弹（滑翔弹头）开始进入大气层外的无动力飞行阶段。当飞行到弹道最高点后，开始向下沿抛物线飞到临近空间，之后滑翔弹头开始在临近空间进行远距离的滑翔飞行，并最终俯冲和攻击目标。
滑翔段从进入临近空间（距地表20千米至100千米的空间）的上层时开始的。整个滑翔段分为两种：一种是较平滑的，跳跃较少的，另一种是大起大落的，全程跳跃的。无论哪种情况，都是在最后阶段突然向目标发起俯冲攻击。目前，助推-滑翔导弹采用无动力滑翔技术，未来不排除采用火箭发动机或超燃冲压发动机提供辅助动力。
采用“乘波体”弹体设计是高声速导弹的最优选择
目前尚不清楚我国高超声速导弹采用何种外形设计，不过参考国外对高超声速导弹的研究，不难发现一些共同之处。美国和俄罗斯从20世纪50年代就开始进行了相关研究，包括对其外形进行了诸多探索。这些研究的成果表明，类似于HTV-2的乘波体是战略助推一滑翔导弹的最佳外形选择，而双锥体则是战术助推一滑翔导弹的最佳外形选择，都有弹翼和控制翼面。
以美国HTV-2高超声速导弹为例，它的形状呈一个头部尖锐的等腰三角形，这种独特的气动布局被称为一体化设计――整个机身结构看上去是一个整体，没有传统气动布局飞行器那样独立的机翼和尾翼，发动机也没有明显而独立的尾喷口及动力舱结构，而是与流线形的机身融为一体。HTV-2之所以采用这种独特的气动外形设计，主要是为了适应高超声速飞行，它完全摒弃了传统飞机的气动升力原理，转而采用了全新的乘波体气动布局理论。这种布局不依赖于传统的气动升力，而是通过机身前部的倾斜平坦机腹、楔形机头共同作用，将前方高速气流进行压缩，把高速飞行中产生的超声速激波压在机腹下，利用激波的反弹力为飞行器提供足够的升力，HTV-2则像小船一样，乘着激波之上“破浪”前行。这种乘波体布局，不需要在飞机布局中突出传统的升力面，同时也能很好克服高超声速飞行时急剧增大的阻力。
打击目标效果并非越快越好
由于高超声速导弹速度高达5马赫以上，因此有一种观点认为，它仅凭动能碰撞就可以产生巨大的能力，其效果可能不弱于常规弹头的爆炸威力，但事实并非这样。高超声速导弹并不是“标准”-3反导那样的动能碰撞弹。相反，它可以根据作战需要，灵活选择侵彻战斗部、布撒型战斗部以及ISR战斗部（指携载情报、监视和侦察设备等有效载荷的战斗部）等多种多样的战斗郜。例如，用它来攻击机库这样的隐蔽目标时，需要穿过钢筋混凝土掩体进入机库内部，这时候就需要侵彻型战斗部，而要破坏机场跑道这样的目标，则需要选择布撒型战斗部，采取延时引爆，才能达到最好的杀伤效果。这一点同普通导弹并无多大区别。
而且很多时候，高超声速并不能够增加威力，反而会为攻击目标带来一定的难度，比如说，当它攻击军舰时，很可能会一弹两孔，直接穿透过去，攻击效果反而不好，这时候就需要采取两种措施来确保作战效果：一是适当降低撞击目标的速度，以增加精确瞄准效果和控制侵彻效果；二是加装智能延时爆炸引信，当弹头钻入目标一定深度时会适时发生爆炸，以取得最佳杀伤效果。
战略武器还是战术武器
目前高超声速导弹的重量相对于弹道导弹而言要小的多，以美国X-51为例，载荷只有700多千克，因此其携带战斗部的重量和威力自然也就远逊于弹道导弹。从国外的发展情况来看，助推一滑翔高超声速导弹从一开始发展就被归属于常规武器，重点用于对高价值目标的远程精确打击，而不是大规模杀伤。当然这并非绝对，随着现在核弹头的小型化，高超声速武器未来完全也有可能携带核弹头执行战略打击任务。战略还是战术，不会是因为是巡航或者弹道决定的，关键是取决于作战使用。
高超声速导弹滑翔段最不易拦截
据外媒报道，中国高超声速的飞行轨迹大致分为三个阶段：一是助推飞行段，这个阶段与传统的弹道导弹完全相同，红外特征明显，易被反导系统发现，但至今尚无有效的拦截手段；二是自由飞行中段，即所有的助推器关机后的、向弹道最高点的爬行阶段和从弹道最高点向下飞行的下降阶段，这个阶段由于处于大气层外，飞行环境十分“干净”，而且飞行时间比助推段的长一些，飞行轨迹采用可预测的抛物线式，较容易识别和拦截；不过，俄罗斯等先进国家可在此阶段采用机动变轨技术，使其飞行轨迹变得不同于抛物线形式，同时携载复杂诱饵的弹头，从而增加了拦截难度，这就是为什么美国地基中段导弹防御系统自实战部署以来至今还处于作战鉴定试验阶段的原因；三是自由滑翔阶段，这个阶段主要在临近空间顶层飞行，飞行环境十分复杂，而且弹头在大气层内外不停地高速机动滑翔、跳跃，再加上诱饵的释放使拦截变得极其复杂，因此是最难拦截的飞行阶段。
高超声速范文第2篇
高超声速飞行器在高空飞行时，将面临高马赫数、低雷诺数的飞行环境，此时激波非常贴体，而边界层比较厚，相应的位移厚度也较大，会使边界层外的无粘流动发生很大改变，这一改变反过来又会影响边界层的增长，这种边界层与外部无粘流动之间的相互作用就称之为粘性干扰［15］。为了更直观地表示粘性干扰效应对高超声速气动力的影响，可以选择一个粘性干扰参数作为粘性干扰效应强弱的度量。本文采用了在航天飞机上应用比较成功的第三粘性干扰参数珚V′!。3°，粘性干扰参数随着高度增加而增大，粘性干扰效应随之增强。图3给出了所设计的高超声速滑翔飞行器的气动参数随粘性干扰参数的变化，图3（a）和（b）分别是轴向力系数CA和俯仰力矩系数Cm随粘性干扰参数的变化，图3（c）和（d）分别是轴向力系数的粘性干扰增量ΔCA和俯仰力矩系数的粘性干扰增量ΔCm随粘性干扰参数的变化，计算时把粘性效应分成了诱导压力和剪切效应两项，粘性干扰增量由珚V′!时的总气动系数减去珚V′!＝0时的无粘值得到。从图中可以看出：粘性干扰效应的增强使该飞行器的轴向力系数增加，其中诱导压力产生的轴向力受粘性干扰效应的影响很小，轴向力的增加主要是因为剪切效应增强，摩阻增加；俯仰力矩系数也随着粘性干扰效应的增强而增大，俯仰力矩系数的粘性干扰增量为正值，即产生抬头力矩，使静稳定性减弱。其中对俯仰力矩系数影响较大的是诱导压力，剪切效应对俯仰力矩系数的影响尽管也随着粘性干扰效应的增强而增强，但相对诱导压力的影响来说比较小。而对于航天飞机这种轨道飞行器，俯仰力矩系数的粘性干扰增量为负值［2］，这是由于对不同类型的构型，粘性干扰效应作用的区域和强度不同。度雷诺数分别为：5．53×106m－1、3．98×105m－1、3．42×104m－1）时计算得到的马赫数云图。在马赫数不变时，高度越高，雷诺数越低，边界层的厚度（δ∝M2!／Rex，槡!）越大。从图中可以看出，随着高度的增加，边界层的厚度快速增加，与边界层外的无粘流场形成强烈的相互干扰，激波形状发生了改变，变得越来越脱体，粘性干扰效应的作用增强。图5为不同高度时迎风面和背风面中轴线上的无量纲压力分布。随着高度的增加，物面的无量纲压力升高，由于迎风面距头部较近的区域（0＜x／l＜0．3）处于较强的粘性干扰区，压力增加较多，尽管背风面也处于较强的粘性干扰区，但在距头部较近的区域粘性干扰引起的压力增量比迎风面小，这是造成俯仰力矩系数粘性干扰增量为正值，产生抬头力矩的原因。
2真实气体效应
真实气体效应指的是高超声速气流经过激波压缩或者粘性阻滞而减速时，部分有向运动的动能转化为分子随机运动的动能，引起气体温度升高，随着飞行速度的增加，这种温升使得气体逐渐偏离完全气体模式，相继出现分子的振动能激发、离解、原子的电离及电子激发和光辐射等一系列复杂物理化学现象，以及由此产生的对流场结构和飞行器性能的影响［16］。高超声速乘波布局滑翔飞行器，相比航天飞机这种轨道飞行器来说属于细长体，并且飞行时迎角较小，空气因激波强烈压缩而引起较强化学反应的区域仅仅集中在头部附近和前缘的局部。边界层内因粘性引起温度上升而产生的化学反应也会改变飞行器表面的压力分布，进而影响飞行器的气动特性。高空高超声速飞行器周围流场中往往既有粘性干扰效应，也有真实气体效应，这种耦合作用给飞行器气动性能带来的影响值得研究。本文针对所设计的高超声速滑翔飞行器分别采用平衡气体模型和完全气体模型进行了计算分析。图6给出了高度H＝60km，迎角3°时不同马赫数下采用完全气体模型和平衡气体模型计算所得的x＝l／2截面处的压力云图比较，通过压力分布可以看出真实气体效应使得激波后的压力降低，激波位置更靠近物面，并且随着马赫数的增加，真实气体效应增强，这种差别更加明显。真实气体效应引起的流场变化必然会对飞行器气动性能产生影响。图7给出了采用完全气体模型和平衡气体模型计算所得的气动参数比较。图7（a）是轴向力系数随马赫数的变化，采用平衡气体模型计算所得的轴向力较大，主要是因为边界层中化学反应吸收了大量的热量，使边界层内温度降低，减小了边界层的厚度，从而使摩阻增加。图7（b）是法向力系数随马赫数的变化，可以看出随着马赫数的增大，采用平衡气体模型计算得到的法向力系数相比完全气体得到的值越来越小。为了进一步了解真实气体效应对飞行器气动参数的影响规律，图8给出了物面中心线上的无量纲压力分布，真实气体效应使迎风面和背风面的整体压力都有所降低，并且随着马赫数增大，真实气体效应增强，这种压力减小越明显，这与粘性干扰效应的作用相反，印证了真实气体效应会减弱粘性干扰效应的结论。对于背风面，几乎整个区域都处在较强的粘性干扰区内，采用平衡气体模型计算得到的背风面压力在整个区域内都低于完全气体的结果；对于迎风面，随着马赫数的增大，一方面边界层增厚，强粘性干扰区域范围增大，另一方面激波压缩增强，且边界层中的温度上升，化学反应增强，使下表面压力受化学反应影响而降低的区域有所增大。在迎风面和背风面真实气体效应及粘性干扰效应的共同作用下，随着马赫数的增大，迎风面压力的降低比背风面压力的降低要多，从而采用平衡气体模型得到的法向力系数相比完全气体得到的值越来越小。图7（c）是俯仰力矩系数随马赫数的变化，计算结果表明真实气体效应降低了俯仰力矩，即产生低头力矩，这与航天飞机的结论［2］相反。结合图8分析可知：边界层中因粘性耗散而产生的真实气体效应使其厚度减小，边界层诱导压力减小，并且迎风面靠近头部的强粘性干扰区的压力比后部弱粘性干扰区的压力降低得多，这种压力分布的改变正是产生低头力矩的原因。而航天飞机的构型与本文设计的高超声速乘波布局滑翔飞行器差别较大，由于航天飞机头部钝度较大，且大迎角飞行，迎风面因强激波压缩空气而产生的真实气体效应占很大一部分，真实气体效应对压力分布的影响规律将有所不同，这就造成俯仰力矩系数变化规律的不同。
3多物理效应的综合考虑
本文针对所设计的高超声速乘波布局滑翔飞行器，在高度H＝60km，来流马赫数M∞＝15、20、25的情况下，分别采用平衡气体模型N－S方程、完全气体欧拉方程、完全气体N－S方程进行了数值模拟，通过三种方程计算得到的气动参数的比较分析来揭示高超声速多物理效应对乘波布局高超声速滑翔飞行器气动性能的影响。图9给出了数值计算得到的多物理效应对轴向力系数、升阻比、俯仰力矩系数以及纵向压心位置的影响，以M∞＝15的完全气体模型计算结果作为比较的参考基准值，其中纵向压心位置为纵向压心与质心之间的距离，压心在质心之后为正。这里多物理效应主要指马赫数效应、粘性效应和真实气体效应，其中粘性效应包含了粘性干扰效应。从图9（a）中可以发现影响轴向力系数的三种物理效应中，马赫数效应使飞行器轴向力系数减小，粘性效应使得轴向力系数增大，真实气体效应也使得轴向力系数有所增大，且粘性效应较其它效应的影响要大。从图9（b）中可以看出，马赫数增加使升阻比略有降低，真实气体效应也使升阻比有所降低，粘性效应使升阻比下降较大。图9（c）给出了俯仰力矩系数的变化，完全气体模型的计算结果中俯仰力矩系数随着马赫数的增加而增加，另外两种气体模型计算得到的俯仰力矩系数受马赫数的影响较小。如前面所分析的，真实气体效应使得俯仰力矩系数减小，而粘性效应使得俯仰力矩系数增加较多。图9（d）给出了纵向压心位置的变化规律，可以发现完全气体模型的计算结果中纵向压心随着马赫数的增加而前移，而另外两种气体模型计算得到的纵向压心位置受马赫数的影响较小。真实气体效应使纵向压心后移，粘性效应使纵向压心后移较多。由此可见，不同的气动力系数对不同物理效应的敏感程度是不一样的，在进行飞行器设计时，可以根据物理效应对设计的目标气动力系数的影响程度，重点关注某一个或某两个物理效应的影响来设计飞行器。如在生成乘波飞行器时，升阻比是一个很重要的指标，从图9中可以看出对升阻比影响最大的是粘性效应，而马赫数效应和真实气体效应对升阻比的影响不大，因此可以重点关注粘性效应对生成乘波飞行器的影响。
4结论
高超声速范文第3篇
关键词：气动；设计；教学
在传统的培养模式和计划中没有气动设计类课程中，过去学生都是通过分别学习空气动力学和飞机设计两门课程，然后在工程实践中摸索气动设计方法，由行器性能要求的越来越高和气动设计的复杂性，国内外已普遍认识到这门课程的必要性和重要性。该课程的主要教学目的是建立起空气动力学和飞机设计两者之间的桥梁，将空气动力学的基础理论和飞机设计相结合，使学生对飞行器的气动设计有一个全面的了解和掌握，培养学生飞行器气动设计能力以及全面综合分析能力，建立飞行器空气动力学设计的基本设计方法、设计理论，和其他相关学科的综合考虑，为学生进行飞行器的气动设计提供空气动力学理论的基础、分析问题解决问题的能力。教学团队在前期良好的教学建设基础上，不断扩充完善教学内容，强调基础性、前瞻性和实用性，改进教学方法，培养创新意识。
一、教学内容的组织完善
与该课程相关的国内外参考资料非常有限，教学团队充分收集整理国内外相关著作、文献，利用网络资源，综合研讨教学内容。教学中注意将国内外前沿最新的飞行器气动设计理论方法引入教学，不断扩充完善教学内容。由行器气动设计与总体设计、飞行控制、隐身等学科密切相关，涉及面广，因而，教材内容的组织取舍，如何在有限的教学时间内选取组织授课内容，保证课程的基础性、前瞻性和实用性，是非常重要而艰难的任务。教学团队广泛进行了国内外相关课程教学调研，收集资料，研讨并完善教学内容，形成了较为合理的课程体系。教学内容从运输机到战斗机再到高超声速飞行器，循序渐进。运输机作为最基本的飞行器类型，特别是民机，主要要求的是安全性、经济性、舒适性和环保性，设计目标相对集中，都是飞机设计中的基本问题。具体来说，主要包括先进翼型的不断发展，亚音速干线飞机三维机翼的设计，机翼翼梢减阻装置的应用、如何减少摩擦阻力、减少部件间的干扰阻力等减阻措施，低速起飞着陆阶段的增升装置外形的空气动力设计，多学科优化设计，最后简要介绍高速民航机的气动设计。现代战斗机性能要求不断提高，并且涵盖多个方面，如机动性、超声速巡航特性、隐身特性、超视距作战能力等，因而课程重点包括了现代战斗机的气动布局，边条翼、鸭式布局、前掠翼等，隐身要求和空气动力的综合设计，发动机进排气系统及其与飞机的一体化设计，推力矢量化，机敏性和超机敏性等，并且重点介绍了数值模拟方法在未来飞机设计中的重要性。由于高超声速飞行器的迅速发展，课程也对其进行了简要介绍，高超声速飞行是洲际弹道导弹、回收卫星、飞船、航天飞机在上升段和再入大气层时，以及穿越行星大气层的宇宙探测器进入行星大气时将经历的飞行阶段，也是当前正在发展的跨大气层飞机和新型武器系统所必须具备的能力。由于学生高超声速空气动力学基础偏弱，故首先概述了高超声速技术的需求背景、高超声速空气动力学、高超声速流动的基本特性，然后重点介绍了气动力、气动热工程计算模型和高超声速飞行器热防护等内容。
二、教学方法的综合应用
1.板书、电子课件、多媒体资料的有机结合。在课程教学中，根据讲授的具体内容，结合板书、电子课件、多媒体资料等多种手段综合应用。由于上课的研究生专业不同，基础差异较大，故在讲授中，教师需要根据学生的具体情况，以空气动力学设计思想、设计理论为核心，辅以补充必要的专业基础知识和理论，这些内容比较适合以板书的形式，而多媒体资料可以加深学生的印象，提高学生感性认识，增加学习兴趣，加深对基本理论的理解，故板书、电子课件、多媒体资料等相互补充，相辅相成。
2.案例教学和理论教学相结合。教师在课程讲授过程中，注意理论学习和案例教学相结合，由于气动设计的基本理论和飞行器的设计发展更新换代直接相关，因而在基本理论的讲授中紧密结合具体案例，以提高学生的学习兴趣，加强学生的感性认识，加深对气动设计基本理论的综合理解。如在民机的气动设计中，重点介绍了空客380、波音787等飞机的典型设计特点，了解翼梢装置设计中与结构重量等多学科优化的设计思想，机翼载荷的展向分布设计特点等。结合F15、F16讨论发动机进气道的设计特点等。结合F22讨论现代战斗机的设计特点，机动性和隐身性的综合权衡，对空气动力学的挑战等问题。
3.课外研究报告的撰写与课堂讨论相结合。为增强学生的科研实践能力，在课堂教学的同时，要求学生课外针对教学内容相关专题查阅文献、综合分析、研究讨论、撰写论文，并组织学生课堂展示研讨，变学生被动听讲为主动学习研讨，以提高学生学习的主动性和自觉性，锻炼学生自主研究、综合分析问题解决问题的能力。在教学实践中，对论文选题给以合理指导，相对集中，以增加讨论的参与性，收到较好的教学效果。
4.考核体系的完善。在教学方法研究方面，进行了考核体系改革，结合考试、报告撰写、课堂研讨、考勤等多种形式，全面衡量学生的学习态度、知识掌握、灵活运用、收集整理资料、研究解决问题、撰写报告、表达能力等多方面的考察。并积极听取学生的反馈意见，为进一步改进教学质量，提高教学效果提供参考。
三、课程的特点
由于现代飞行器发展迅速，不断更新的飞机都集成了新取得的科研成果和先进技术，教学内容不断变化是课程的一个显著特点，取得高性能的变化多样的气动布局是空气动力学的理论知识应用于实际飞行器设计的杰出成果。将经典理论和飞行器前沿设计技术紧密结合，直接面向工程部门飞行器设计应用，故课程不仅要涵盖气动设计的基本理论基本方法，而且要和当前国际航空航天前沿最新水平接轨，反映国际最高水平，只有这样，才能使学生掌握最新的气动设计思想方法理论，更好地服务于工程实践。本课程不仅在空气动力学专业，而且对相关专业如飞机设计、固体力学等专业的研究生培养中都占有重要地位，是学生全面掌握飞行器气动设计的主要理论和主要方法重要的专业课，和飞行器设计工程实践密切相关，为学生毕业后从事飞行器设计提供空气动力学设计理论和方法支撑。课程综合性较强，覆盖面广，涉及多学科相关领域，选课同学有硕士、博士研究生、单位代培等不同类别。通过该课程的学习，学生对空气动力学在飞机设计中的作用与意义可以有更深的认识，同时也切实认识到设计问题的复杂性、多学科综合应用的重要性，有利于在今后的学习工作中更全面更综合的考虑问题，为以后科研工程实践奠定坚实的基础。
四、总结
本课程是一门重要的研究生专业课，在国内外相关课程中有其鲜明的特色，在教学安排上，注意教学内容改进完善，不断将最新的科技成果增加到教学内容中，将气动设计基本理论和飞行器设计前沿技术相结合；课程体系设计合理，教学方法多样，对飞行器气动设计的能力培养有重要意义。
作者:吴宗成 邹辉 高振勋 单位:北京航空航天大学
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高超声速范文第4篇
与以往多种喷气推进的多级小型发射系统不同的是,波音公司的小型运载火箭系统中,有的部分在发射之前就已经处行状态。小型运载火箭系统打算用“白骑士2”(WK2)双体飞机作为母机,在空中发射三级火箭。小型运载火箭系统实际上所需要的各种技术,包括母机在内,有的已经开发出来,其余技术则都拥有相当高的备用水平。小型运载火箭开头所搭载的有效载荷在45千克以下,第一级和第二级都是可以再度使用的喷气式推进火箭,第三级是一次性使用的或者可以再度使用的火箭。
据波音公司从事高超声速系统研究的首席科学家说,现在发射小型卫星载荷的成本是发射大型载荷的3~10倍。要降低成本,首先要尽可能地重复使用各种硬件装备;其次要提高发射设备的利用率,要把每次发射的成本降至30万美元或者更低,运载火箭每年就必须飞100~150次。卫星体积出现减小的趋势,分立式卫星的出现,低发射成本的市场需求等都将推动小型卫星发射市场的发展。据首席科学家说,整个小型运载火箭长度约为23米,重量略小于11340千克,可以像维珍银河公司的“宇宙飞船2”那样搭载在WK2飞机的下面。母机可以像轨道科学公司的L-1011空中发射器那样,将小型运载火箭携带到一个最佳的发射位置。这样做的好处是发射安排可以灵活机动,同时可以规避影响发射的任何气象问题。
小型运载火箭的第一级带有三角翼,采用了XB-70超声速轰炸机的多个设计特点,包括前机身突起、两维混合压缩楔形进气口和压缩升力。波音公司对于第一级的推进研究评估了多种选择,要求其在与第二级分离之前使火箭速度达到马赫数4.5。曾参与选择的包括了Atrex空气涡轮冲压喷气发动机,这是一种实验性预冷却发动机,正在由日本航空航天探索局(JAXA)开发——以涡轮喷气和冲压喷气两种方式工作。另外还有一种液氧/煤油推动的空气涡轮火箭和一种结合了大量注入预压缩器冷却系统的涡轮发动机。大量注入预压缩器冷却系统的研究开始于20世纪50年代末,在本世纪初又提出来,打算在包括美国国防高级研究计划局(DARPA)的“快速小型货运经济型发射”(Rascal)计划等太空发射项目中使用。Rascal计划的目标是以75万美元的成本将75千克的有效载荷送人低地球轨道,但该项计划已于2005年取消。
小型运载火箭的第一级通过一个安装在前端的可折叠级间装置与火箭的其它部分相连接。据称,级间装置除了分离螺母之外都可以再度使用。级间装置当与火箭的第二级相连接的时候支撑结构负荷,分离以后就与前端折叠在一起,返回发射地点。据说波音公司还设想了其它2种级间连接装置。
第二级长度为11米,采用X-51A高超声速“乘波者”飞行器的设计,带有通向环形燃烧室超声速冲压喷射装置的内旋式进气口。当小型运载火箭的速度达到马赫数4.5的时候,第二级开始工作,将火箭加速至马赫数10,直至最后与第三级分离。第二级的机翼、机身和流道都完整地结合在一起,使之拥有很高的气动推进效率。第二级设计了“糖勺型”三维进气口,不过波音公司说第二级也可以采用像X-51A“乘波者”飞行器那样的二维进气口和燃烧室。
第三级火箭通过其上表面的槽嵌入,配置十个梯形机构来保证安全分离。长度为4.9米,由固体燃料或者液体燃料火箭驱动,拥有推力矢量控制和300秒的比冲。有效载荷装载在前端一个容积为53×97厘米的空间里,这足以容纳4个“多小卫星轨道展开设备”(Poly Picosatellite Orbital Deployers,P-POD)或者1个单一有效载荷。
波音公司提议的任务剖面包括:首先由WK2搭载小型运载火箭飞到9100~12000米的发射高度,接着是空中发射,第一级在固定的高度将火箭推进到22300米的高度,加速至马赫数4.5时第一级分离。第一级此后实施2g转弯,并靠自身的回收装置返回地面。第二级用超声速冲压喷气装置将火箭加速至马赫数10,使飞行高度达到29000米后,与第三级分离。波音公司也研究过用双锥减速伞和辅助控制翼回收第三级。火箭也可以通过自身的推进系统和可展开的支架垂直着陆。
波音公司并没有明确表示,其概念系统是为商业用户还是军队用户开发的,不过相信对于所有用户都是适用的,也相信每次发射30万美元的费用具有相当的吸引力。
1600亿英镑的英国10年防务装备计划
从运行正常的项目中取出资金去补偿成本超支的项目,结果使两者都残缺不全,这就是在全世界的范围内,国防预算实施过程中通常的弊病。目前英国希望采用新的财政准备金制度打破这种传统做法。在今后的10年里,英国计划的国防装备和服务开支为1600亿英镑(合2530亿美元),其中有几十亿英镑指定用来处理无法预计的情况。总的1600亿英镑开支中,分配了差不多1520亿英镑用于特定的预算项目,其中包括超过40亿英镑的储备金,另外的80亿英镑没有分配给具体的项目。储备金打算用来灵活地处理成本增加的项目,使其他项目不致受到影响。
英国国防部长菲利普·哈蒙德在第12次计划审查时阐明了计划的开支情况,并且发誓使装备计划资金和实际可用资金之间取得平衡。他指出,国家审计机构可以对平衡的预算要求进行审查,包括查看敏感的商业信息,评估的情况可能会公开。在哈蒙德看来,持续的平衡计划能够给工业部门带来投资的信心。
计划中包括用于情报、监视和侦察项目的40亿英镑,这些项目包括“所罗门”(Solomon)情报数据资料存储和融合系统和“鸦巢”(Crowsnest)舰载机早期预警计划;用于复杂武器系统的70亿英镑。据哈蒙德说,也为“台风”战斗机升级提供了资金,不过他没有提供升级计划的具体细节。估计可能资助的升级项目包括部署更多的对地攻击能力和配备主动电子扫描阵列雷达。
预算经费涵盖的项目包括已经宣布的采购14架的CH-47“支奴干”运输直升机、8架C-17“环球霸王”运输机和3架RC-135“联合铆钉”信号情报飞机,还包括采购23架空客A400M军用运输机和14架“航行者”(Voyager)空中加油机。直升机项目包括采购“野猫”(Wildcat)直升机和升级EH101直升机,延长“阿帕奇”攻击直升机的服役年限至2025年,以及升级24架“美洲豹”中型多用途直升机。升级的“美洲豹”直升机数量比一度计划的30架稍微少一些,此前半数以上的“美洲豹”直升机已经经过了改装。(李洪兴)
DARPA着眼深海作战
美国国防高级研究计划局(DARPA)向应用物理学公司(APS)授予了一项深海作战技术和系统开发计划的第II阶段合同。这项为期13个月的来自圣迭哥的太平洋太空战和海战系统中心的合同价值为1350万美元,涵盖了一种新型深水反潜战监视能力的开发。
高超声速范文第5篇
摘要：
基于缩比为1／7的F－14全机模型在马赫数Ma＝0．73，0．90，1．05，1．20，1．39，迎角α＝－4°～20°，侧滑角β＝－8°～8°时的风洞测压试验数据，对钝头机体用嵌入式大气数据传感系统的3个校准参数上洗角、侧洗角及形压系数进行了校准。结果表明，基于三点式算法的不同测压点选择方案对上洗角及侧洗角的影响较大，与驻点测压孔呈对称配置的测压点校准效果较好，且上洗角与侧洗角的校准是相互独立的。而形压系数的校准与马赫数及有效迎角、有效侧滑角相关，随着马赫数的增加，形压系数数值上趋近于0。
关键词：
嵌入式大气数据传感系统；校准；上洗角；侧洗角；形压系数
0引言
对于大气层内飞行的飞行器的实时控制、导航和飞行后的数据分析，准确测量其飞行参数至关重要［1］。传统的测量系统采用基于压力测量的置行器头部的空速管，以及安装在飞行器侧缘的迎角及侧滑角传感器等装置进行测量。但对于大迎角状态下飞行的飞行器，其前端及侧缘探出的传感装置会引起飞行器头部非对称涡流，从而导致较大的侧向力，导致飞行器横向不稳定。对于高超声速飞行状态，探出的传感装置会产生很大的热流，导致其难以正常工作。
针对上述问题，国外研发了嵌入式大气数据传感系统。国外对于FADS系统的研究起步较早，在20世纪60年代，美国国家航空航天局（NASA）为了满足航天飞机进入大气层时的大气数据测量需要，提出了设计一种融行器表面流线的大气数据传感系统的思想。FADS系统的基本思想是：大气数据通过一组非探出的配置在表面的测压孔测得的表面压力来计算出，并不需要探针深入周围的流场中来测量大气数据。这种方法可以避免头部的小曲率半径引起的高热流的影响，扩大了大气数据系统的应用范围，从亚、跨、超声速直至高超声速领域。FADS系统可以直接集成到飞行器的头部，不需要活动部件。由于FADS系统并不需要探测周围的流场，而是根据飞行器头部的压力分布来解算飞行参数，因此校准相对容易。由于FADS系统具有的优势，自20世纪60年代以来取得了巨大的发展。
60年代早期，FADS系统最初的原理模型在X－15飞行器中进行验证［2］。但是该系统机械设计繁琐，试验效果也不理想，在X－15飞行器项目结束后，这种在超声速状态下采用机械装置进行大气数据测量的思想便被抛弃。80年代初，Hillje和Nelson［3－4］采用30°／10°组合锥体套接的大气数据传感系统应用于航天飞机上升段中，并在低马赫数时对该系统进行了风洞试验校准，效果较好，但是该方法不适合于马赫数较高的情况。90年代初，FADS系统在F－14飞行器的跨声速、大迎角状态下进行过系统的测试，Terry等［5］通过在机身头部不同周线上配置测压孔，利用压力传感器得到的数据对测压孔位置与飞行参数的敏感性进行了分析，对于如何选择有效的测压孔来计算飞行参数的计算方案进行了初步的探讨，以验证该系统在更宽泛飞行条件下的性能，并提供了全面详细的风洞测压数据。
近来，经过不断的发展及完善，FADS系统已被广泛试验应用于F－14、X－31、X－33、X－34、X－38和X－43等［5－11］各型飞行器上。针对用于钝头体上的FADS系统，目前国外技术已经比较成熟，而针对尖楔前体的FADS系统，其关键技术尚未突破。国内该项技术正在尝试实验中，从部分实验结果看，并不是非常理想［12］。FADS系统的理论模型是建立在经典的空气动力学理论基础上的，因此必须要经过系统的风洞试验校准才能用于实际的飞行试验中。作为一项正在发展的新技术，目前国内未有公开的基于风洞实验校准用的实验数据。而校准是FADS系统实际应用中保证模型可靠性及精度不可缺少的一个环节。因此，本文基于国外文献中公开报道的F－14全面风洞实验测压数据，对于钝头机体用FADS系统进行了系统的校准，并对于相关的校准参数的变化趋势进行了详细的分析，以期为用于钝头体FADS系统的进一步发展提供参考。
1FADS系统的大气数据测量原理
1．1理论模型
FADS系统的基本思想是通过测得的表面压力数据反推得到飞行参数，为此，需建立一个将表面压力与飞行参数关联起来的压力模型，该模型需适用较大的马赫数范围，并足够简单，通过简化的模型来描述复杂的流场问题。因此，FADS系统气动压力模型把势流模型（适用于亚声速条件）与修正的牛顿流模型（适用于超声速条件）［13］，通过形压系数结合起来。形压系数综合考虑了气动外形、系统因素等影响，可以将其看作是马赫数、迎角及侧滑角的函数，飞行前可以通过风洞试验或CFD计算得到。FADS系统的理论模型［1］为：pi＝qc（cos2θi＋εsin2θi）＋p!（1）式中：pi为第i个测压孔测得的表面压力，qc为冲击动压，p!为静压，ε为形压系数，其为马赫数、有效迎角及有效侧滑角的函数，ε＝f（Ma，αe，βe）（2）θi为第i个测压孔处的来流入射角（该点的法线方向与来流方向的夹角），由式（3）确定：cosθi＝cosαecosβecosλi＋sinβesinφisinλi＋sinαecosβecosφisinλi（3）式中：αe，βe分别为有效迎角及侧滑角；φi，λi为第i个测压点的圆周角及圆锥角。测压点i的圆周角φi及圆锥角λi的定义如图1所示。
1．2三点式算法
针对钝头体，不同的测压孔选择方案对于迎角的精度影响较大，采用经典的三点式算法［1］，可以建立迎角的求解方法。对于迎角三点式求解流程，具体为：定义压差变量参数为Γik＝（pi－pk），Γji＝（pj－pi），Γkj＝（pk－pj）（4）式中：pi，pj，pk为位于迎角平面的测压孔的压力值，其中3个测压点必须要包括驻点的压力。选取的其余2个测压点尽量与测压点1呈对称分布。通过三点法求解得到的迎角是有效迎角αe，并非真实迎角。有效迎角及侧滑角的具体详细的选择方案，参见文献［1］。在得到有效迎角及侧滑角后，必须要进行校准，得到迎角修正量（上洗角）及侧滑角修正量（侧洗角）的校准曲线，进而得到真实迎角及侧滑角。
2校准流程
FADS系统经过风洞实验或数值计算校准，才能真正应用到实际飞行器中，本文采用风洞实验得到的测压数据进行校准，具体的校准方法为：（1）应用三点法，求解式（1），得到有效迎角ae及有效侧滑角βe；然后根据式（11）和（12）得出有效迎角及有效侧滑角的修正量δα和δβ，δα＝αe－αtrue＝δα（αe，Ma）（11）δβ＝βe－βtrue＝δβ（βe，Ma）（12）（2）将αe和βe代入到式（3）中，得出各个压力测量点的入射角θi；（3）将式（2）中得到的入射角代入式（1），得到（pi－p!）／qc＝（cos2θ＋εsin2θ）＝cp（θ）（13）（4）应用最小二乘法得到式（14）的一个最小二乘解，即为形压系数修正量
3校准结果
3．1机体测压孔配置
FADS系统的校准采用F－14飞行器外形，采用文献［5］提供的风洞实验数据，Ma＝0．73、0．9、1．05、1．20、1．39；迎角范围α＝－4°～20°；侧滑角范围β＝－8°～8°。F－14飞行器上FADS系统的布点方案如图2所示，具置信息如表1所示。
3．2上洗角及侧洗角
一般来说，迎角及侧滑角的校准是相互独立的，通过测得的一系列压力数据，分别得出校准关系数据，确定校准曲线。Ma＝0．9时不同测压点组合得到的迎角偏差与有效迎角的关系如图3所示。不同的测压点组合得到的迎角修正量差别很大，有的已经背离实际情况。虽然通过校准后，偏差量可以修正，从而使得实际得到的迎角误差较小，但还是要选择最符合实际物理流动的测压点。王鹏等［14］对于测压孔的选取原则进行过较为详细的验证，本文不再详述。因此，实际选取的测压孔为（3，4，5），与王鹏等人的结论一致。侧滑角的校准与迎角的校准相似。Ma＝1．39时采用（4，8，11）及（4，9，10）测压点组合得到的迎角偏差量如图5所示，采用（4，8，11）的偏差量太大，与实际不一致，因此侧滑角的测压点组合选取（4，9，11）。得到的校准曲线如图6所示。
因此，对于迎角的校准，选取测压点（3，4，5），对于侧滑角的校准，选取测压点（4，9，11）。得到的在不同马赫数下的迎角及侧滑角修正量的校准曲线如图7和8所示。
3．3形压系数
形压系数的校准方法按照第2节中的方法进行，得到的形压系数随有效迎角及马赫数的变化如图9和10所示。在马赫数固定，侧滑角为0°时，形压系数随迎角的变化趋势为：F－14机头为非对称外形，形压系数的峰值不在0点，且随有效迎角的增大而减小；随Ma数的增加，形压系数趋近0；在迎角固定，侧滑角为0°时，形压系数随马赫数的变化趋势为：对于Ma＜1．0，形压系数随Ma数增加而增加，形压系数在Ma＝1．0附近变化较剧烈；此外，形压系数与风洞实验模型的尺寸相关。
4结论
钝前体的FADS系统的气动模型是建立在势流理论及修正牛顿流理论基础上的，尽管已经比较成熟，但是仍需要进行风洞实验校准工作。飞行器机头表面的气流会受到机体诱导的侧洗和上洗的影响，改变了机头表面测压孔处气流的流向角。因此，通过模型得到的当地飞行数据，需要进行校正才能得到真实的大气数据。这就需要大批量的风洞实验校准，也就是说，FADS系统真正用于实际飞行之前，必须进行风洞实验校准。针对F1洞测压实验数据，本文对钝头机体用FADS系统的3个关键参数进行了校准，得出的结论为：
（1）上洗角及侧洗角的校准与测压点的选取关系很大，不同的测压点可能会给出差别较大的预测结果，虽然理论上通过校准，多大的误差都可以修正，但是已经与实际不相符合，因此，合理选取测压点对于正确的校准至关重要。测压点中一定要包括驻点的测压点，其他2个测压点与驻点测压点呈对称分布。
（2）形压系数是难以校准的参数，形压系数反应的是整体的误差修正量，因为形压系数与飞行器的外形、马赫数、有效迎角及有效侧滑角相关。因此，对于形压系数的校准，需要综合考虑实际飞行器的外形及实验条件的影响。
参考文献：
［12］秦永明，张春．嵌入式大气数据传感系统标定试验研究［C］／／第九届全国实验流体力学学术会议论文集，2013．
高超声速范文第6篇
关键词：临近空间飞行器；虚拟试验；高层体系结构；多物理场耦合；异构仿真模型
引言i
临近空间（Near space）通常是指20～100km的高空，由于技术和认识上的原因，临近空间的政治、经济和军事价值直到最近才引起各国的重视，并成为美国、俄罗斯、欧洲等国家和地区近期飞行器技术研究的热点。与其他飞行器不同，临近空间飞行器高速在相当高度的大气层内飞行，各物理场耦合作用特性较强。
临近空间飞行器具有重要政治、经济价值，是一类典型的复杂产品,其研究虽然刚刚起步，但对于我国航天、航空领域建设具有重要意义和深远影响，也是未来几十年内最重要的航天、航空飞行器研究之一。受政治、经济等方面因素的影响，临近空间飞行器的飞行试验不能进行全程验证，难以全面评估飞行性能。虚拟飞行试验在一定的精度下，能够替代真实试验对临近空间飞行器进行性能分析，对真实飞行试验进行预示，并指导方案设计。从而为提升系统的总体设计水平，提高飞行试验成功率，缩短研制周期，降低研制成本和风险等提供技术保障。
与传统航天航空飞行器系统研究中主要进行基于HLA的航天航空体系仿真及导航、制导与控制闭路的协同仿真不同，临近空间飞行器需要开展多学科、全系统、多物理场耦合过程的协同仿真研究。学科领域的仿真，功能结构复杂，技术含量高，领域间存在着大量的耦合与交互关系，其中一些涉及领域间交互的复杂仿真问题需要多个学科领域的仿真模型、软件相互协作共同完成。协同仿真不需要拆散一个系统，应保持其全貌，使得对系统的分析、设计和评价过程尽可能地接近人们认识系统的方法和习惯；使得分析、设计、实现系统的方法学（原理）与人们认识客观世界的过程尽可能一致。
本文结合临近空间飞行器的各领域模型研究成果，开发了一套能够综合考虑各学科子系统多场耦合作用的跨学科领域的协同建模与仿真的平台，实现基于HLA的临近空间高超声速虚拟飞行仿真试验，为系统总体性能分析与验证提供有效的技术途径。
1临近空间飞行器虚拟试验系统
如图1所示，本文开发的临近空间飞行器虚拟试验软件系统针对结构、强度、控制系统、载荷、热环境、气动力等几个领域的模型，提供其与协同仿真支撑环境相链接的高层模型转换方法来建立起联邦对象模型，并结合上述模型仿真计算所基于的ABAQUS、MSC、ANSYS、MATLAB/SIMULINK、FORTRAN等计算工具研制的仿真软件，并提供仿真适配器与领域模型仿真工具的联结，提供各组成邦员之间数据交换的约定，统一各邦员之间可见的仿真对象及属性，定义交互类，按照对象模型模版格式创建，描述邦员间互操作的约定。
图1 临近空间飞行器虚拟试验系统及异构仿真模型集成方法
各领域仿真模型与应用软件通过异构仿真模型的协同集成软件系统与仿真运行平台相链接。协同集成软件系统与仿真运行平台均按照高层体系结构（High Level Architecture, HLA）接口规范建立的，是HLA协同仿真系统进行分层管理控制的工具，也是进行临近空间仿真技术研究的立足点。HLA期望通过提供一个采用标准的方法解决联邦模式仿真中存在的固有问题，支持对应用系统的即插即用；支持对未来新技术的充分兼容与应用；支持对不同仿真应用的重用，实现联邦的快速组合与重新配置；支持用户协同地开发复杂仿真应用系统，并最终降低开发新应用系统的成本和时间。基于HLA的软总线式协同仿真模式克服了其它协同仿真模式的不足，在开放性、灵活性和通用性上都具有很大的优势。
2 协同仿真运行平台
为便于描述飞行器系统仿真内部逻辑，明确多学科协同仿真运行平台的规划、设计、实施和运行，并提供一个完整通用的参考结构，需要首先从系统的角度对其进行分析和描述。如图2所示的仿真运行框架中，三层体系结构将数据、服务与应用分离开来，便于各种应用软件，包括商用仿真软件的集成，保证了整个系统的灵活性和开放性。
仿真运行服务主要需解决：互操作问题，如何由最高层的应用互操作映射到最底层的网络互操作，以保证整个运行过程的可行性；时间同步问题，如何保证多学科协同仿真系统能够正确的顺利的向前推进，并提供相应的容错机制；运行管理问题，如何实现对协同仿真运行过程进行有效的监视和控制，以增强整个系统的可操作性，实现系统调试、自动优化、用户交互等复杂操作。
图2 虚拟飞行仿真运行平台
协同仿真运行管理器符合HLA1516标准规范，从整体角度对协同仿真系统进行运行管理，包括仿真运行支撑软件的启动/停止，协同仿真联邦的创建/撤销、仿真进程的启动/暂停/恢复/完成等等。协同仿真运行管理器基于交互类通信机制，对协同仿真系统的运行过程进行管理。主要用户界面。仿真运行监控器提供对联邦成员的行为的实时监控功能，实现仿真过程的可视化并反馈给网络中的各个设计节点，使得仿真过程更加直观，实时显示仿真联邦的状态，便于用户进行监视，与仿真运行管理器共同通过相应的权限管理机制来保证系统的安全性。
仿真运行服务集的核心是仿真引擎，动态载入不同仿真任务相关的仿真模型后，形成相应的仿真应用系统，实现系统行为调度的形式化和可视化。支持模型的直接连接与快速运行，非编译模式构建系统。仿真引擎基于有限状态机算法实现了系统对模型行为的形式化调度。
3 虚拟飞行试验
基于本文虚拟试验软件平台进行临近空间飞行器虚拟飞行试验过程如图3所示。
图3 飞行段每帧的仿真时序和数据流
在全系统的协同仿真试验阶段，所有的模型都参与了仿真试验，能够充分反映临近空间飞行器飞行过程 中各学科的相互耦合关系，能够完成全程虚拟飞行，具备实现验证总体参数的合理性，验证各学科模型与虚拟试验系统的匹配性，对真实飞行试验进行预示，并指导飞行决策和飞行试验方案设计。
4 结论
与传统航天飞行器系统不同，临近空间飞行器全程飞行的总体性能分析与验证问题非常复杂，进行各相关学科、领域的一体化协同仿真来完成虚拟飞行试验是必要的途径。本文开发了基于HLA的临近空间飞行器虚拟试验系统软件并建立了虚拟飞行试验方法，基于协同仿真适配器和高层模型转换算法提出实现异构模型协同集成的技术，介绍了所提出体系中仿真运行平台和支撑平台的构建方法，所提虚拟飞行试验方法既可体现该复杂系统的整体性，又有效地重用了现有的信息资源，完成临近空间飞行器全程飞行的总体性能验证，符合目前尖端飞行器系统虚拟验证的发展趋势。
高超声速范文第7篇
江湖传说：不落的“黑鸟”
说到SR-72就必须要提及SR-71“黑鸟”超音速侦察机。
“黑鸟”使用的J-58发动机是惟一可以持续使用加力燃烧室的军用发动机，飞行速度愈高，发动机的效率也随之提升。每一具J-58能够产生32500磅（145千牛顿）的静推力。由于先进的设计、性能和高度机密性，“黑鸟”吸引了不少狂热者的喜好，某些阴谋论者认为它真正的能力并没有显现出来。大多数航空迷依据其结构与空气动力的承受度，推测它最高可以飞到3.3马赫以上，但不会超过3. 44马赫。
自我广告：SR-72号称“无敌”
作为“黑鸟”的后续机型，臭鼬工厂的相关负责人指出，SR-72相对于“黑鸟”将有明显的提高，首先SR-72是一种无人机，其次该机的最高速度将达到6马赫，是“黑鸟”的两倍。那么，SR-72将如何继承“黑鸟”的优越性能，又有什么独特之处呢？
据《每日邮报》报道，SR-72可在1小时内飞抵全球任何目标，搜集情报并执行轰炸任务。参与研发SR-72长达7年的臭鼬工厂工程师利兰说：“在预算困难的情况下，SR-72设计使用现成的材质，第一架双引擎展示机研发预算在10亿美元之内，预计5～6年内问世。至于利用超高音速研发的飞弹，可望在2018年现身，2020年展开部署。”利兰称，SR-72可谓“无敌”。他说：“SR-71飞到3倍音速时，敌机还有时间反应，但若是飞到6倍音速，对方根本来不及躲，SR-72无疑等同于无人机。目前只有火箭动力试验机X-15才有6倍音速的飞行力。”基于高速至上的观念，利兰表示“速度是新的隐形”。
战场克星：SR-72有两个敌人
既然SR-72如此神奇，那么，它是不是真的能横行天下、所向披靡呢？对此，军事问题专家杜文龙表示，SR-72有两个敌人：一个是它的成本，另一个是今后有可能出现的新型防空武器。
杜文龙说，从第一个敌人来看，SR-72的样机计划造价高达10亿美元，这是一个天文数字。如果从这个角度去设想，那么材料技术、动力技术也可能尽量会选用现在能用的一些东西。当初，因为成本太高，“黑鸟”美国人也飞不起，它使用的JP-7燃料，每小时要花费2500～2800美元，相当于当时苏格兰威士忌的价钱。“没有攻克的动力技术，再加上现在的材料技术也没有完全地解决，所以今后能不能制造出来，技术环节可不可以被攻克，再加上大把的美元美国人能不能掏出来，我想这都是一个比较大的问号。”杜文龙说。
高超声速范文第8篇
关键词： 壁面温度 传热系数
1、引言
导弹在大气中飞行的时候，边界层中空气速度会大幅度降低，其动能将转化成为热能，使得弹体壁面被加热。这种加热随着飞行速度的增加而愈加严重，特别是高超声速时，边界层的温度很高，导弹表面加热极其严重。
影响弹体壁面温度的因素很多，要计算导弹飞行过程中弹体壁面分布，就要弄清各种因素的影响，得到符合实际的壁周围的热环境参数，作为边界条件然后求解三维傅里叶方程。但这种方法非常复杂。虽然目前的计算机技术提供了进行数值解的条件，但作为工程计算，希望简便而又迅速的得到所关心的弹体温度和热流值，作为结构刚度与强度的设计依据。
2、数学模型
2.1、影响因素
影响弹体壁面温度的因素很多，主要因素有气流边界层的传热、太阳辐射、表面辐射、大气辐射、加热壁面和通过侧面边界传出的热以及弹载部件产生的热。
地空导弹在稠密的大气层中飞行的时间很短，受到的太阳和大气辐射产生的热量相对气动热小的多可以忽略不计。发动机的燃气喷流处于尾部对弹体影响很小，而固体发动机的燃烧室内壁涂有很厚的隔热层，对其它部件几乎没影响。舱内电子设备工作时虽然发热，但与弹体壁面隔着空气或径向尺寸很大的支架，因此研究壁面温度时可以忽略。对弹壁来说，受热和传热基本上是在垂直壁面方向上进行，所以只有厚度方向有热传递。
2.2、厚壁加薄壁结构温度计算
这里所谓的薄壁是指热导率很高而且厚度不大的弹体壁和翼面蒙皮，这样的结构在厚度方向上温差很小，可认为是零。而厚壁是指壁面为热导率很小的非金属蒙皮，或厚度很大金属壁。可以通过毕奥数来判断壁面是否热薄壁，毕奥数定义为：
（1）
当 小于或等于0.1时为热薄壁，否则为热厚壁。
计算外层是热厚壁（如涂层），内层为热薄壁（如薄金属蒙皮）的结构的温度时，可对外层进行分层，如图1，把厚壁分成j层，认为每一层的温度是均匀的，并认为第一分层和热薄壁温度一致。这样，各层的热平衡方程为：
（2）
采用差分法求解有：
（3）
2.3、传热系数计算
2.3.1、来流参数
2.3.2、圆锥体（头部）传热系数
1）边界层参数的计算：
（4）
式中下标δ表示边界层外缘参数，下标c表示激波后气流参数，θk是锥体母线与来流夹角，如果求解的是由其它曲线（如抛物线）的旋成体的表面温度θk取当地切线与来流夹角。
2）传热系数的计算
（5）
2.3.3、圆柱段传热系数
边界层外缘参数取来流参数。除了参考雷诺数，传热系数的计算与头部计算方法一样，参考雷诺数计算公式如下：
（6）
2.3.4、翼（舵）面传热系数
1）边界层参数的计算
（7）
2）传热系数的计算
传热系数以及相关参数的计算方法同上节。
2.3.5、弹头、弹翼驻点热系数
传热系数的计算公式为：
（8）
（9）
3、算例及分析
以某地空导弹为例进行计算，该导弹的外形见图2。
图2 导弹外形示意图
在弹头、弹体圆柱段和弹翼上各选取一点进行计算，计算时间步长取0.1s、在导弹飞行的过程中，防热涂层会由于高温气流的冲刷而逐渐变薄，在这里对导弹最终剩余0%、50%和100%防热涂层的情况进行计算和对比，通过计算，可以得到各计算点在飞行过程中的壁面温度（在这里进行比较的是热薄壁的温度），头部、柱段和翼面各计算点的计算结果见图3：
a.头部
b.圆柱段
c.翼面
图3 温度计算结果
从图3可以看到当计算时如果把涂层的厚度设为固定值（即涂层剩余厚度为100%）的时候，在温度下降阶段温度下降得比试验值慢，导致误差很大（在本算例中头部计算点的最大误差为41.7%，圆柱段计算点的最大误差为62.5%，翼面计算点的最大误差为71.9%）。而当剩余厚度为0%时，计算结果跟试验所得值比较接近。出现这种现象的原因是在温度下降段，防热涂层起到隔热作用。导弹在飞行过程中涂层会变薄，特别是在高温段厚度变化尤为剧烈，所以如果把涂层厚度设为固定值，在涂层的隔热作用下，温度的下降速度就比实际的慢。
在工程实际中，导弹的壁面的最高温度是结构刚度与强度的设计中的一个重要参考值。从图3中可以看到当涂层剩余厚度为0%时，头部计算点最高温度值误差为2.6%，圆柱段计算点最高温度的误差为2.5%，翼面计算点最高温度的误差为1.6%，在可接受的范围内。
4、结论
本文介绍了一种导弹壁面温度计算方法。讲述了不同结构外形的传热系数的计算方法以及温度计算的推导方法。并应用该方法对某型号地空导弹进行计算，通过计算值与试验测得值的对比表明，该方法可以应用到工程实际中，为导弹结构刚度与强度的设计提供依据。
参考文献
[1] 姜贵庆，刘连元. 高速气流传热与烧蚀防护.国防工业出版社，2003
[2] 黄寿康，王玉堂. 流体动力，弹道，载荷，环境. 中国宇航出版社，1991
[3] 卡荫贵，徐立功. 气动热力学. 中国科技大学出版社，1997