MF-1模型飛行試驗結構與熱防護關鍵問題研究

歐 朝, 吉洪亮, 肖涵山, 袁先旭, 王安齡

(中國空氣動力研究與發展中心 計算空氣動力研究所, 四川 綿陽 621000)

MF-1模型飛行試驗結構與熱防護關鍵問題研究

歐 朝*, 吉洪亮, 肖涵山, 袁先旭, 王安齡

(中國空氣動力研究與發展中心 計算空氣動力研究所, 四川 綿陽 621000)

MF-1是我國首次以高超聲速空氣動力學基礎問題研究為目的的航天模型飛行試驗，試驗模型為錐-柱-裙體，主要研究0°攻角圓錐邊界層轉捩和壓縮拐角激波/邊界層干擾現象。試驗飛行器的結構與熱防護系統，既要滿足飛行安全的基本要求，又要滿足轉捩研究對表面精度的特殊要求。針對超大尾翼的變形控制要求，將“#”字形加強筋結構優化為“米”字形，有效抑制了尾翼的最大變形量和顫振的發生；針對4片尾翼安裝偏角的控制要求，通過尾翼安裝面工藝改進和安裝偏角正負抵消的辦法，確保了總安裝偏角(代數和)小于7′，有效抑制了彈體滾轉；針對表面精度控制要求，提出彈體結構/薄壁測溫模塊一體化設計與二次精加工方案，有效抑制了測溫模塊對邊界層流動的干擾。地面測溫組件熱振聯合試驗、尾翼/尾段靜力試驗和試驗模型振動試驗結果表明，MF-1模型飛行試驗結構與熱防護系統安全可靠。飛行試驗結果表明，MF-1模型飛行器結構與熱防護關鍵問題的解決措施基本成功，但試驗模型頭錐與前艙連接同軸度偏差導致部分子午線出現臺階超差，從而誘導了部分子午面出現強制轉捩現象，凸顯了表面精度控制對邊界層轉捩研究的重要性。

MF-1；結構與熱防護；表面精度；翼面優化；飛行試驗

0 引 言

2015年12月30日，中國空氣動力研究與發展中心在酒泉衛星發射中心進行了MF-1航天模型飛行試驗，這是我國首次以邊界層轉捩和激波/邊界層干擾問題研究為目的的高超聲速模型飛行試驗。試驗飛行器由試驗模型和助推器組成，以固體火箭發動機為動力，采用傾斜發射、無控飛行的方式，將試驗模型送入預定試驗窗口，并發展薄壁測溫和基于壓力掃描閥的靜壓測量技術，獲取錐面轉捩位置和壓縮拐角壓力分布。

試驗模型采用錐-柱-裙構型，理論外形如圖1所示，其中錐段用于研究邊界層轉捩，柱-裙壓縮拐角構型用于研究激波/邊界層干擾，主要氣動現象如圖2所示；在試驗模型研究區域布置58路溫度和60路壓力測量傳感器，實現對溫度與壓力的測量。飛行最大馬赫數5.53，飛行試驗過程如圖3所示。

MF-1結構與熱防護系統的主要功能是：實現要求的理論外形，將試驗模型及參數測量系統、電氣系統、遙外測系統等連接為一個整體。結構設計需滿足設備的安裝、拆卸，確保在運輸、吊裝、飛行等各種載荷狀態下具有足夠的強度和剛度；熱防護設計需保證承載結構、艙內設備等處于允許的工作溫度環境下[1]。

由于氣動問題研究的特殊要求，MF-1模型飛行試驗的結構與熱防護設計，存在以下關鍵問題：

1) 表面精度控制要求高。國外類似飛行試驗HIFiRE1試驗模型利用整體式分瓣結構和高水平的機械加工技術有效地解決了表面精度控制難度，國內現有機械加工水平與國外先進水平還存在較大差距。由于邊界層轉捩對外壁表面精度比較敏感，應重點關注試驗模型錐段表面加工與裝配特性，尤其艙段對接和傳感器安裝帶來的縫隙和臺階對邊界層轉捩影響較大，在試驗模型設計、加工和裝配過程中要嚴格控制研究區域表面粗糙度和臺階/縫隙。

2) 大翼面安全設計和安裝精度要求高。HIFiRE1飛行試驗過程中由于高空段RCS調姿故障，導致試驗無法完成預定姿態飛行。MF-1試驗飛行器采用無控飛行，采用超大翼面實現高靜穩定裕度設計，須保證翼面安全設計和安裝精度，確保試驗飛行器姿態滿足試驗要求。

針對上述關鍵問題，提出了相應的結構與防護系統設計解決措施，并利用數值仿真和地面試驗對設計方案進行了校核與試驗驗證，飛行試驗結果表明試驗飛行器結構與防護系統工作可靠，獲得了有效試驗數據。

1 結構和熱防護方案設計

為獲取真實飛行條件下邊界層轉捩和激波/邊界層干擾的試驗數據，避免飛行過程材料燒蝕引起的表面破壞干擾氣動現象，試驗模型研究區域采用熱沉式防熱設計，保證飛行過程材料表面無燒蝕和化學反應。

圖4為標準彈道條件下，MF-1飛行器不同位置輻射平衡溫度(不考慮結構傳熱影響)沿彈道工程估算結果，其中，駐點最高溫度為1660 K，錐身0.3 m位置表面最高溫度為1317 K，尖錐位置選用鎳基高溫合金，錐身和柱裙段選用不銹鋼材料可以滿足材料溫度使用要求，試驗模型組成與試驗飛行器實物圖5所示。

試驗模型儀器艙和連接段考慮經濟性和加工便捷性，采用鋁合金殼體，外纏高硅氧/酚醛防熱層，內粘接納米泡沫氣凝膠隔熱層的結構，儀器艙內安裝數據采集器、數據記錄儀、遙測發射機、GPS接收機、慣組、天線、電源和溫度變送器等。儀器艙設備布局如圖6所示。

MF-1助推器為試驗飛行器提供動力和保證全彈的氣動穩定性，由連接直段、固體火箭發動機、尾段、尾翼組成，連接直段用于連接試驗模型與發動機，采用不銹鋼殼體結構，尾翼采用“X”字形構型。

2 試驗模型表面精度設計

表面臺階/縫隙和粗糙度是影響邊界層轉捩的關鍵參數，設計和實現要求的表面粗糙度是結構設計的關鍵。針對轉捩研究飛行試驗對表面粗糙度控制要求，國外同類飛行試驗研究表明：在邊界層較薄的駐點附近粗糙度最大值應該控制在0.08 mm以內，均方根值在0.001 mm以內；在錐體區域，邊界層沿著錐身方向不斷增厚，粗糙度控制要求可以放寬至均方根值0.008 mm以內[2-7]。參考國外經驗，試驗模型尖錐粗糙度設計為Ra=0.8，測量前后錐艙粗糙度設計為Ra=1.6，試驗模型完成加工裝配后粗糙度檢測結果均在Ra=0.8以內。

臺階和縫隙對轉捩影響顯著，尤其是在頭部邊界層厚度較薄區域，轉捩對臺階/縫隙較為敏感，較大臺階/縫隙將誘導邊界層強制轉捩，圖7[7]為Hifire相同構型Ma=5.8邊界層厚度分析結果。國外研究表明：圓錐構型局部臺階逆向臺階高度達到邊界層厚度的1.7～2.2倍時可能誘發邊界層強制轉捩[8-9]。考慮到錐身較長，機械加工精度控制難度較大，試驗模型錐段設計為尖錐、測量前錐艙和測量后錐艙三個艙段。由于頭部駐點附近邊界層厚度較薄，為減少對接臺階/縫隙影響，尖錐長度設計為329 mm。Ma=5.8，h=14.8 km時，尖錐與測量前錐艙對接處邊界層厚度約為0.1 mm，前后錐艙對接處邊界層厚度約為0.12 mm，考慮到不同位置的邊界層轉捩對臺階/縫隙敏感程度不同，以及機械加工精度控制難度，尖錐與前錐艙臺階/縫隙設計要求為不超過0.15 mm，前后錐艙臺階/縫隙設計要求為不超過0.2 mm。尖錐和測量前錐艙實物如圖8所示，試驗模型完成加工裝配后，目測臺階控制較好，由于條件限制，未對連接臺階進行精確測量。考慮到飛行試驗測量到的強制轉捩現象可能是由于局部臺階超差誘發的，飛行試驗后，對同批次備份試驗模型尖錐-前錐艙和前錐艙-后錐艙對接處進行臺階高度測量，測量結果如圖9所示，尖錐-前錐艙對接臺階最大值為0.2 mm，前錐艙-后錐艙對接臺階最大值為0.2 mm且均為逆向臺階，臺階超差的原因為尖錐與前錐艙采用螺紋連接時出現同軸度偏差以及圓度加工偏差。

為捕捉飛行條件下的錐身邊界層轉捩位置和裙段激波/邊界層干擾現象，在錐身和柱裙段布置溫度和壓力測量傳感器。溫度和壓力測量結構與機體結構采用一體化設計，避免出現傳感器安裝引起的臺階和縫隙。試驗模型測溫結構組件共58個，測溫組件熱電偶通過焊接的方式與薄壁蓋板結構連接(如圖10所示)，測溫薄壁扣板四周與殼體采用激光焊接成一體，焊縫采用磨床打磨光滑，與機體外形保持一致[10]。試驗模型共布置60路測壓通道，測壓孔與測溫位置分布在錐身不同的子午線上，避免了測壓孔帶來的流動干擾影響轉捩的測量；壓力測量主要通過在試驗模型表面相應測點位置加工直徑為1 mm的通孔，并引出一定長度的不銹鋼引壓管，通過軟管與電子壓力掃描閥的測量管道連接，從而實現壓力隨時間的測量。

3 翼面安全設計與分析

翼面是無控飛行器上重要部件，翼面安全可靠的工作保證了試驗飛行器沿彈道按預定姿態穩定飛行。MF-1采用大翼面布局設計，可以有效保證試驗飛行器利用氣動穩定性實現0°迎角附近穩定飛行；同時，由于翼面安裝偏角導致飛行器旋轉，因此翼面安全設計以及安裝偏角控制是MF-1試驗飛行器結構設計的關鍵因素之一。

3.1翼面優化設計

翼面前緣采用高硅氧/酚醛實心結構，大面積區域采用蒙皮+骨架鉚接結構，其中蒙皮為組合式結構，外層為鈦合金，內層為玻璃鋼隔熱層，骨架為鋁合金厚板材料。對翼面進行氣動熱環境分析，翼面大面積區域最高溫度約為600 ℃，考慮到鈦合金在該溫度下可能出現“鈦燃”現象，在鈦合金蒙皮表面噴涂ZrO2防熱涂層，確保了翼面的防熱安全。

根據翼面飛行載荷，對翼面結構進行了強度剛度校核，考慮到翼面剛度對試驗飛行器姿態以及飛行試驗安全影響，利用有限元方法對翼面骨架進行優化設計，將“#”字形加強筋結構(左圖)優化為“米”字形(右圖)，如圖11所示。圖12給出了翼面優化前后翼面最大載荷工況下剛度分析結果，優化后翼梢最大變形從29 mm減少至12.8 mm，有效抑制了尾翼的最大變形量，顯著提高了翼面的剛度。針對4片尾翼安裝偏角的控制要求，通過尾翼安裝面修配工藝改進和安裝偏角正負抵消的辦法，使得4片尾翼安裝總偏角為3′，滿足了總安裝偏角小于7′的設計要求。

3.2顫振分析

飛行器的顫振是由于空氣動力、彈性力和慣性力的相互作用而引起的一種動不穩定問題，對于大翼面飛行器顫振問題尤為突出。顫振將給飛行器帶來嚴重后果，如結構破壞解體等。對MF-1進行顫振分析，可以有效的避免飛行風險，保證飛行安全。

根據結構和外形，分別建立了結構動力學模型和面元法氣動力模型，利用P-K法進行了顫振計算，建立試驗飛行器結構動力學簡化的有限元模型，其中，飛行器身部采用梁結構簡化，尾翼和彈身的連接采用MPC連接。

工程上認為當顫振速度與飛行速度之差大于飛行速度的15%時，飛行器將不會發生顫振。

表1為MF-1試驗飛行器彈道內顫振計算結果，分析表明，MF-1在滿載和空載兩種狀態下，彈道內所有狀態的顫振速度都大于試驗飛行器實際飛行速度，且試驗飛行器顫振余量充足，飛行器在整個飛行彈道包線內均不會發生顫振。

表1 MF-1顫振計算結果Table 1 Flutter analysis result of MF-1

3.3尾翼/尾段靜力試驗

通過尾翼/尾段靜力試驗測量結構的應力應變和最大變形量，可以有效地獲取機體結構強度和剛度特性，并對計算結果進行校核，保證翼面關鍵部件安全可靠設計。

試驗過程中，尾段與2片尾翼組裝，尾段前端面與支架連接固定于安裝板上，翼面通過圧心位置打孔施加豎直向下載荷。試驗現場如圖13所示。表2為不同工況下翼梢關鍵點的變形測試結果。

表2 不同試驗工況翼梢位移測試結果Table 2 Wingtip displacement in different test conditions

試驗結果表明，尾翼應力測量值均小于材料屈服應力極限值，在100%設計載荷加載狀態下，翼梢最大位移為11.4 mm，與最大位移計算結果12.8 mm比較接近，滿足翼面最大變形不超過20 mm的設計要求；試驗加載系數為180%時，尾段/尾翼結構均未出現塑性變形現象，表明了尾段/尾翼結構安全系數較高，設計方案安全可靠。

4 主要地面考核試驗

地面考核試驗是在試驗室條件下，用試驗裝置再現載荷及邊界條件，觀測和研究飛行器結構的零件、部件的應力狀態和結構特性，能有效地驗證結構形式合理性和結構強度分析的正確性。

4.1測溫組件熱振聯合試驗

MF-1試驗飛行器在飛行過程中，其工作溫度將達到幾百攝氏度，并伴隨有強烈的隨機振動。測溫組件作為測量數據的關鍵部件，熱電偶通過焊接的方式與殼體進行一體化設計，由于不同材料熱傳導率不同，可能導致高溫和激烈振動環境下，測溫組件結構破壞或者熱電偶脫落，通過地面熱振聯合試驗，對測溫組件的承熱抗振能力進行檢驗和考核[11-13]。

在熱振聯合試驗中，在試驗件表面固定熱電偶作為溫度控制點，將試驗件置于振動臺上，通過石英燈對環境進行加熱，分別進行水平和豎直方向振動試驗，通過測定測溫組件的溫度響應和試驗結束后測溫組件狀態來判斷熱電偶工作是否正常。圖14為測溫部件熱振聯合試驗現場圖，試驗結果表明：測溫組件的傳感器焊接可靠，可以可靠有效地實現高溫和振動聯合環境下的溫度測量。

4.2試驗模型振動試驗

MF-1試驗飛行器在飛行過程中會產生激烈的隨機振動，這種激烈的隨機振動可能會與結構本身的固有頻率耦合，而引起振動放大破壞結構，通過試驗模型振動試驗可以考核結構在規定振動量級下的環境適應性，同時獲取關鍵部位振動響應特性和機體結構強度和剛度特性[14-15]。

圖15為試驗模型振動試驗現場圖，試驗結果表明，試驗模型在規定振動環境下各部件和設備工作正常，試驗前后性能參數無異常變化，試驗模型滿足振動環境條件要求。

5 飛行試驗結果

2015年12月30日，MF-1試驗飛行器在酒泉衛星發射中心圓滿完成飛行試驗，并成功回收飛行器殘骸和黑匣子。圖16為MF-1試驗飛行器起飛前起豎狀態，圖17為回收殘骸圖，圖18為飛行彈道圖。MF-1飛行最高馬赫數為5.32，全程迎角圍繞0°小幅震蕩，試驗窗口內最大滾轉角速度為60°/s，試驗窗口迎角保持±0.5°以內。經飛行姿態和機體殘骸形貌分析，飛行器全程飛行穩定，防熱和承力結構無破壞，工作可靠，驗證了MF-1結構和熱防護系統方案設計合理可靠。

飛行試驗獲取了全程58路溫度傳感器和58路壓力測量數據，圖19為飛行壓力測量數據與地面預測結果對比圖，圖20為不同子午線捕捉的自然轉捩和強制轉捩現象測量結果圖，在φ1子午線上，轉捩位置隨飛行時間后移，判斷為自然轉捩現象，φ4子午線上，轉捩位置隨飛行時間不變，判斷為強制轉捩現象[16-18]。飛行試驗結果表明，MF-1模型飛行試驗結構與熱防護關鍵問題的解決措施基本成功，有效地實現了圓錐邊界層轉捩和壓縮拐角激波/邊界層干擾現象的測量。但在加工和裝配過程中出現的局部臺階超差，可能導致部分子午線流場出現飛行測量的強制轉捩現象，飛行試驗前應該對艙段對接處臺階進行精準測量，這是本次試驗需要總結和改進的方面。

6 結 論

本文介紹了MF-1模型飛行試驗結構與熱防護系統的設計、仿真與試驗，以及關鍵問題的解決技術措施。根據上述分析，可得到以下主要結論：

1) 針對MF-1試驗飛行器所設計的結構和熱防護方案可以滿足0°迎角圓錐邊界層轉捩和柱-裙壓縮拐角激波/邊界層干擾研究需求。

2) 針對表面精度控制要求，提出了彈體結構/薄壁測溫模塊一體化設計與二次精加工方案，有效抑制了測溫模塊對邊界層流動的干擾。但試驗模型頭錐與前艙連接臺階的超差，可能誘發部分子午面出現了強制轉捩現象，凸顯了表面精度控制對邊界層轉捩研究的重要性。

3) 針對超大尾翼的變形控制要求，將“#”字形加強筋結構優化為“米”字形，使得翼梢最大變形從29 mm減少至12.8 mm，有效抑制了尾翼的最大變形量和顫振的發生；針對4片尾翼安裝偏角的控制要求，通過尾翼安裝面工藝改進和安裝偏角正負抵消的辦法，保證了總安裝偏角小于7′，確保了飛行試驗迎角在0°±6°范圍內小幅震蕩，最大滾轉角速度為60°/s，試驗窗口迎角保持0.5°以內，有效抑制了彈體滾轉和保持了姿態穩定，確保了安全可靠工作。

致謝:國防科技大學陳廣南教授、中國空氣動力研究與發展中心楊慶濤副研究員、何琨副研究員、張毅鋒副研究員、和爭春研究員、航天科工四院紅陽公司唐從剛高工對本文研究工作亦有貢獻，特此表示感謝。

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KeyproblemsinstructureandthermalprotectionforMF-1modeltestingflightvehicle

OU Chao*, JI Hongliang, XIAO Hanshan, YUAN Xianxu, WANG Anling

(ComputationalAerodynamicsInstituteofChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter,Mianyang621000,China)

The first aerospace modeling flight test named MF-1 in China was carried out aiming at studying fundamental problems in hypersonic aerodynamics. By employing a cone-cylinder-flare configuration in the payload modules, the main objective of this test is to investigate the boundary layer transition on the cone surface and the shock wave/boundary layer interaction at the compression corner. The structure and thermal protection system of experimental vehicle need to satisfy not only the basic requirements of flight safety, but also the special surface precision requirements regarding transition studies. According to the deformation control requirements of the tail fin, the cruciform strengthening structure was optimized to the shape of British ‘Union Jack’, which effectively suppressed the maximum deformation and flutter of the tail fin. To satisfy the control requirements of the installation deflection of four tailfins, an improved method for the tail fin installation and positive and negative offset for the deflection installation were used to ensure the total installation deflection less than 7′ and effective suppression of the projectile rolling. The integrated design of structure/thin wall temperature measurement module and a second precision machining scheme were proposed for the requirement of surface precision control. These methods effectively inhibit the interference of the temperature measurement module on the boundary layer flow. Thermal-vibrational joint test of the ground temperature measurement component, tail/tail-fin static test, and model vibration test show that the structure and thermal protection system for the MF-1 flight test are safe and reliable. Flight test results show that the structure and thermal protection of the MF-1basically successfully resolve the key issues. However, the coaxality differences between the nose cone and the front cabin of test model lead to out-of-tolerance in meridian steps, further induce a forced transition phenomenon in the meridian plane. This behavior highlights the importance of surface accuracy control to the research on boundary layer transition.

MF-1; structure and thermal protection; surface precision; wing optimization; flight test

V417

A

10.7638/kqdlxxb-2017.0170

0258-1825(2017)05-0742-08

2017-06-12;

2017-08-30

國家重點研發計劃“大科學裝置前沿研究”重點專項(2016YFA0401200); 中國空氣動力研究與發展中心風雷青年創新基金資助項目(FLYIF20160005)

歐朝*(1988-)，男，湖南衡陽人，工程師，研究方向：航天模型飛行試驗. E-mail：ouchaost@126.com

歐朝, 吉洪亮, 肖涵山, 等. MF-1模型飛行試驗結構與熱防護關鍵問題研究[J]. 空氣動力學學報, 2017, 35(5): 742-749.

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