再入飛行力熱環境預測與試驗技術研究進展

（中國工程物理研究院總體工程研究所，四川 綿陽 621999）

導彈武器裝備在貯存、運輸及飛行全任務剖面中，將遭受各種環境因素的影響，其中，再入環境的影響尤為突出。再入飛行時，外表面的高速繞流流場將誘導復雜的振動、噪聲、過載和氣動熱等環境，有可能產生復雜的環境效應，如結構破壞、可靠性和安全性問題。因此，認識再入環境，并在實驗室復現，是進行產品環境適應性設計與評估的基礎。要確保實驗室環境試驗考核的充分且適恰，將面臨2 個基礎問題：飛行環境的確定問題和飛行環境的模擬問題。再入飛行過程中，針對流場時均壓力引起的過載環境，分析預測技術和實驗室模擬技術相對成熟。高速繞流流場引起的寬頻聲振環境和瞬態高溫環境，這2 類力熱環境的準確預測和等效模擬是目前再入飛行器設計中尚未完全解決的關鍵技術問題。

1 再入飛行力熱環境的數值模擬預測

1.1 脈動壓力的數值模擬預測

要實現再入飛行器聲振環境的準確預測，首先要解決激勵源的準確預測問題。流場壓力脈動是引起再入飛行器內部聲振環境的最主要激勵源。脈動壓力的特性與流場狀態密切相關。近年來，針對湍流邊界層，特別是轉捩過程的研究有了長足的發展。特別是伴隨計算能力的快速提升，直接數值模擬（DNS）方法在高馬赫數、高雷諾數流場精細化仿真計算中得以普遍應用，能夠反映脈動壓力主要特征及其在飛行器壁面的分布情況和變化規律[1]。

中國科學院力學研究所運用DNS，研究了頭部半徑為1 mm，半錐角為5°的小頭鈍錐的轉捩特性，如圖1 所示[2]。其中來流馬赫數為6，以頭半徑定義的來流雷諾數為10 000，攻角為1°。通過添加1%幅值的隨機吹吸擾動（模擬壁面上的粗糙單元）來引發轉捩。

美國圣地亞實驗室近年來也發展了基于DNS 的脈動壓力預測技術，對7°半錐角的尖錐湍流邊界層進行了DNS 計算驗證，如圖2 所示[3]。計算結果與其風洞試驗測試結果吻合，能夠為其再入體隨機振動響應的數值模擬提供載荷前提。

圖1 小攻角鈍錐邊界層轉捩的DNS[2]Fig.1 DNS of boundary layer transition over a blunt cone with a small angle of attack[2]

圖2 尖錐表面脈動壓力DNS 計算結果[3]Fig.2 DNS of fluctuate pressure over a sharp cone[3]

脈動壓力的數值模擬預測中，需要人為設置一個誘發邊界層轉捩的擾動源，或者賦予來流一定的湍流度。目前還無法給出實際飛行環境中擾動源或者來流湍流度的表征和度量。

1.2 聲振環境的數值模擬預測

在飛行器的聲振環境預測方面，低頻段的有限元/邊界元方法、高頻段的統計能量法以及中頻段的混合有限元-統計能量法等為數值模擬提供了基本的手段[4]。為了獲得關心部位準確的動力學特性，通常在有限元法的基礎上，引入聲場作為激勵[5]。要進一步提高預測的準確性，還需要解決自由體狀態的邊界條件模擬、空間面載荷激勵轉化加載的問題。

圣地亞實驗室長期致力于飛行器的聲振復合環境仿真技術研究，其自行研發的Sierra/SD 仿真程序能夠實現表面壓力載荷對飛行器的結構激勵的振動響應計算。仿真計算結果經過了地面直接聲場試驗測試結果的驗證，如圖3 所示[6]。

北京強度環境研究所針對傳統中高頻響應預示方法不能給出局部結構振動響應的問題，開展了聲振響應預示方法研究。考慮了聲場載荷的空間相關性，基于MSC.Nastran 軟件進行了二次開發。由于實際結構為復合材料，仿真計算結果比試驗數據偏大，但已具備一定的工程應用價值[7]。

圖3 圣地亞飛行器的聲學有限元仿真[6]Fig.3 Acoustic finite element simulation of a Sandia Flight System[6]

1.3 瞬態高溫的數值模擬預測

在不考慮真實氣體效應的前提下，氣動熱參數是可以直接由流場計算參數導出的。然而在實際高速飛行中，存在如高溫導致氣體電離、壁面材料的燒蝕、氧化、催化等物理化學反應，對其氣動熱環境均有重要影響[8-9]。考慮真實氣體效應的氣動熱環境數值模擬預測，目前仍是難點問題。要獲得飛行器內部的溫度環境，最需要解決的是流場數值模擬和結構傳熱的高效耦合計算問題。氣動加熱、結構傳熱和熱變形是緊密耦合的3 個物理場，需要根據研究問題的不同選擇不同的耦合方式。隨著計算流體力學（CFD）、計算結構力學（CSD）和計算傳熱學（CTD）的發展，雙物理場甚至三物理場的耦合建模計算也逐漸推廣開來[10]。針對飛行過程溫度環境動態變化歷程的預測，還需要與彈道進行耦合，目前還難以采用數值模擬方法來進行四物理場的耦合建模計算。

2 再入飛行力熱環境的等效模擬試驗

2.1 聲振環境的等效模擬試驗

自由體寬頻域面載荷激勵下振動環境的實驗室模擬，很難做到與實際飛行環境的完全一致，需要選擇重點關注的部分特性進行等效模擬。隨著對環境效應認識的深入和試驗技術的發展，重點關注的和需要同時等效模擬的特性也在不斷發展和完善。隨著導彈武器性能的提升，設計過程中更加關注環境的動態變化歷程和環境在飛行器中的空間分布與實際情況的一致性。飛行器動力學環境試驗技術就是圍繞著各種不同的等效目標而發展的。

多點激勵試驗技術有助于提升飛行器振動響應空間分布特性模擬的等效性。北京強度環境研究所為了更加真實地模擬火箭增壓管路的工作環境，開展了多點隨機激勵試驗技術研究。通過試驗獲得了兩點激勵的直管中7 個加速度測點在不同相干和相位條件下的響應情況[11]。

聲振復合試驗技術有助于提升飛行器高頻響應特性與實際環境的等效性。北京衛星環境工程研究所開展了全尺寸衛星的聲振復合試驗研究，重點研究了高頻振動與噪聲的耦合效應，如圖4 所示。試驗表明，對于面積較大的板結構，單獨的振動或噪聲試驗無法準確復現實際飛行的聲振環境[12]。

圖4 太陽能帆板中心的加速度功率譜密度[12]Fig.4 PSDs of response at Solar Sail Center acceleration[12]

美國圣地亞實驗室借助于數值模擬技術，近年來探索了多種聲振復合試驗技術的應用，包括多點激勵與混響聲場的復合、多軸振動與直接聲場的復合等。在與實測環境的等效性方面有所提升，但是仍面臨邊界動力學特性模擬、MIMO 控制求解等問題，尚未完全實現等效目標。

2.2 瞬態高溫的等效模擬試驗

氣動熱環境的實驗室模擬目前仍以風洞試驗為主，但是受模型尺度、來流條件限制，地面風洞試驗無法完全模擬天上實際飛行環境。通常是通過風洞試驗對特定流場狀態下的熱環境參數進行測量，驗證和校核氣動熱環境工程方法與數值方法[13]。將氣動熱環境轉換為溫度環境后，可以采取更為多樣的試驗模擬手段。如電熱絲、石英燈、燃氣、電弧等加熱手段，均可用于瞬態高溫環境的加載。對于再入飛行器而言，瞬態高溫環境是與力環境同時作用的，且對結構有很強的耦合效應。瞬態高溫環境的等效模擬除了動態歷程特性外，還需要結合其他飛行力學環境。

北京航空航天大學航空科學與工程學院建立了由輻射式加熱溫度控制子系統和振動激勵子系統兩部分組成的熱/振聯合試驗系統（如圖5 所示），能夠生成1500 ℃的有氧高溫熱環境，最大正弦推力可達到78.4 kN，用于獲得高溫振動復合環境下隔熱材料的表觀及微觀變化[14]。

北京衛星環境工程研究所搭建了紅外燈+大功率揚聲器+振動臺的熱-聲-振動耦合試驗裝置（如圖6 所示），利用三綜合試驗箱形成密閉空間并控制噪聲范圍，可實現150 ℃高溫、130 dB 噪聲的加載，開展了薄壁葉片結構的熱-聲-振動耦合效應試驗研究[15]。

圖5 帶鎢罩的輕質隔熱材料熱振聯合試驗[14]Fig.5 Thermal-vibration test of light insulation material with Tungsten cover [14]

圖6 熱-聲-振耦合試驗裝置[15]Fig.6 Thermal-acoustic-vibration coupling test device [15]

3 再入飛行力熱環境的試驗觀測

預測結果的準確性需要實際環境數據或試驗數據進行驗證，實驗室模擬的等效性也需要實際環境數據作為等效目標。目前，風洞試驗是獲取高速流場脈動壓力最直接的實驗室試驗手段。盡管風洞試驗中存在背景噪聲、洞壁干擾等問題，但能夠有效地反映脈動壓力與流場狀態相關的主要特征，可以為脈動壓力數值模擬預測技術的驗證提供數據支撐。

中國空氣動力研究與發展中心超高速空氣動力研究所在激波風洞邊界層轉捩測量技術中，發展了以PCB132 型高頻脈動壓力傳感器為基礎的1 MHz 量級的高頻脈動壓力測量系統及其數據處理分析方法。開展了7°尖錐，來流馬赫為10、單位雷諾數為1.2×107的風洞試驗測量，獲得了模型不同位置處的高頻脈動壓力情況，如圖7 所示[16]。

圖7 脈動壓力功率譜密度（Ma=10）[16]Fig.7 PSD of pressure fluctuation (Ma=10)[16]

美國圣地亞實驗室為獲得再入飛行器振動激勵源、脈動壓力的特性，近年來開展了大量脈動壓力測量的風洞試驗研究。利用試驗獲得的來流馬赫數5.0和7.9 時7°尖錐的脈動壓力功率譜密度情況，對其建立的脈動壓力預示的半經驗公式進行了驗證，如圖8所示[17]。

圖8 脈動壓力功率譜密度（Ma=5.0/7.9）[17]Fig.8 PSD of pressure fluctuation (Ma=5.0/7.9)[17]

飛行試驗是同時獲得脈動壓力和聲振環境，包括風洞試驗難以復現的瞬態溫升環境歷程等的最佳手段。但是真實的導彈飛行試驗能夠提供的環境參數測量十分有限，難以滿足模型驗證的需求。因此，模型飛行試驗成為可信且可行的重要研究手段。

HIFiRE-1 飛行試驗是美澳合作的以研究流動現象來評估附面層過渡、氣動加熱、熱膨脹和結構設計數據，其基本目的是研究速度在Ma=7.5 時軸對稱圓錐結構的基礎氣動現象，利用飛行測試數據來驗證計算模型，如圖9、10 所示[18]。試驗中直接測量了再入過程中的表面脈動壓力和熱流等，觀測到了轉捩過程。

圖9 HIFiRE-1 再入飛行轉捩過程的脈動壓力[18]Fig.9 Fluctuate pressure during descent transition of HIFiRE-1[18]

圖10 HIFiRE-1 溫度及計算的熱流密度[19]Fig.10 Temperature and calculated heat flux of HIFiRE-1[19]

MF-1 是我國首次以高馬赫數空氣動力學基礎問題研究為目的的模型飛行試驗，試驗模型為錐-柱-裙結構，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，如圖11 所示[20]。針對飛行試驗轉捩區測量需求，改進了薄壁測熱技術，設計了一種新型變厚度薄壁測溫結構，測量數據可用于一維熱流辨識。采用了基于引壓管和電子壓力掃描閥的測量方案，實現了模型飛行試驗全彈道表面壓力測量，如圖12 所示[21]。

圖11 MF-1 薄壁溫度隨時間變化曲線[21]Fig.11 Thin-skin temperature data of MF-1[21]

圖12 MF-1 表面壓力隨時間變化曲線[21]Fig.12 Surface pressure data of MF-1[21]

4 中物院再入飛行力熱環境預測和試驗技術研究

中國工程物理研究院總體工程研究所為解決目前再入飛行力學和瞬態熱環境特性認識不充分、實驗室模擬等效性不足等問題，系統性策劃并開展了再入飛行環境特性及規律研究、再入飛行環境數值模擬預測技術，以及等效模擬試驗技術研究。研究思路如圖13 所示。

圖13 再入飛行力熱環境預測與試驗技術研究Fig.13 Research on prediction and test technology of aero-thermal-dynamic environments during re-entry

利用已有導彈飛行試驗數據開展了關聯分析建模研究。開展了不同馬赫數、攻角以及雷諾數工況下彈頭表面溫度和脈動壓力測試的風洞試驗研究，部分試驗結果如圖14 所示。策劃了同時進行彈道參數、氣動熱、時均壓力、脈動壓力、振動響應和溫度響應等再入環境參數測試的模型飛行試驗，測點布局如圖15 所示。3 類測試數據可以互為補充，從而構建起較為完整的、充分覆蓋“飛行彈道→氣動載荷→結構響應”三大關聯環節的基礎數據，為脈動壓力和振動響應的數值模擬預測、溫度響應預測、等效性評價等提供數據支撐。

圖14 10°攻角鈍錐紅外測溫結果（Ma=6）Fig.14 Infrared temperature measurements of a blunt cone with 10°angle of attack（Ma=6）

圖15 模型飛行試驗外壁面環境參數測點布局Fig.15 Exterior sensor location of a flight test model

以慣性再入軸對稱體為對象，發展了基于DNS的高馬赫數、高雷諾數脈動壓力數值模擬預測技術，實現了馬赫數5～6、雷諾數1×107～2×107的鈍錐不同流場狀態邊界層參數的仿真計算，部分計算結果如圖16 所示。以脈動壓力為載荷條件，建立了寬頻域、面載荷、自由體結構振動響應數值模擬預測技術，實現了脈動壓力加載下10～5000 Hz 結構振動響應的仿真計算，如圖17 所示。發展了彈道耦合的無燒蝕再入體溫度響應預測技術[22]。利用風洞試驗、火箭彈飛行試驗的測試數據，可以對脈動壓力和結構響應的數值模擬預測技術、溫度響應預測技術進行驗證。最終形成較為全面的再入飛行力熱環境預測能力。

圖16 不同馬赫數、雷諾數鈍錐表面摩擦系數DNS 計算結果Fig.16 DNS of a blunt cone friction coefficients under different Mach Number and Reynolds Number

圖17 脈動壓力加載下結構振動響應10～5000 Hz 仿真計算結果Fig.17 10～5000 Hz simulation of structural response loaded with fluctuate pressure

圍繞飛行力熱環境的等效模擬，積極探索了多點激勵、聲振復合等動力學試驗新技術的應用[23]。在熱環境模擬方面，也開展了基于石英燈管的瞬態高溫與力學環境復合的試驗技術研究，如圖18 所示。針對飛行動力學環境，開展了再入飛行振動環境等效模擬目標和原則要求研究，以期更為科學合理地提出等效試驗技術應用需求，最終形成獨具特色的飛行力熱環境等效模擬試驗能力。

圖18 瞬態高溫試驗加載裝置Fig.18 Transient thermal test apparatus

5 結語

隨著導彈武器裝備等飛行器的創新發展，再入飛行力熱環境數值模擬預測技術和等效模擬試驗技術在飛行器的設計、驗證方面將發揮更加重要的作用。為了更加準確、精細地刻畫出再入飛行環境特征，構建出更加立體的環境場，再入飛行聲振環境數值模擬預測技術還面臨諸多挑戰，如來流湍流度的度量、中高頻結構響應的驗證等。隨著數值模擬預測精度的不斷提升，通過試件、夾具、加載和控制等全要素的協同設計和優化，等效模擬試驗技術將朝著再現實際飛行力熱環境的終極目標繼續邁進。