● 摘要
机动飞行器以其超强的敏捷性和机动特性必将在未来高超声速飞行器中占领重要地位，传统带全动舵的球锥类机动飞行器及新一代升力体高超声速飞行器是两类主要的气动外形。这两类飞行器均带有可活动的控制舵翼，飞行中存在大攻角、大侧滑角和大舵偏角飞行姿态，控制舵局部区域热环境异常复杂，成为飞行器热防护设计中的难点和关键点。本文主要研究了两种不同控制舵（全动舵和后缘舵）在层流条件下的局部流动特征和气动热环境分布规律，进而从气动的角度对控制舵区域进行了局部热防护的方法研究。针对全动舵的研究，设计了模拟带全动舵机动导弹的简化模型，采用数值模拟详细计算了马赫数、攻角、舵偏角及缝隙高度对控制舵局部区域热环境的影响，获得了简化全动舵区域的热环境规律。进而对带全动舵机动导弹全弹模型热环境进行了数值模拟。重点分析了不同舵偏角下控制舵区域的热环境分布，并与简化全动舵热环境规律进行比较，表明简化全动舵的研究结果可用于分析全弹热环境。对于后缘舵的研究，以国外具有试验数据的带缝隙后缘舵-钝头三角翼为模型，详细计算模拟了该模型在不同攻角、舵偏角和缝隙高度下的流场和热流分布，获得了后缘舵区域的热环境规律。进而研究了带后缘舵升力体的热环境，结果表明，后缘舵区域的热环境受舵偏角影响较大，而舵轴处热流受舵偏角影响较小。根据全动舵热环境分布规律，从气动角度在机动导弹控制舵区域设计了整流罩和舵基板，开展了数值模拟，结果表明所设计的整流罩和舵基板可以有效降低控制舵区域的热流峰值，对关键部位起到了一定的热防护作用，从而可以降低对热防护材料的要求。关键词：高超声速，控制舵，热环境，热防护，数值模拟
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