高超声速变体机翼气动力–热–结构耦合中的局部热流攀升与应力集中位置“漂移”机理

高超声速飞行技术是实现空天一体化快速响应、跨域机动突防与低成本空间进入的核心支撑技术，兼具战略威慑与实战应用价值，已成为全球航空航天强国竞相抢占的科技制高点。近年来，随着作战任务剖面的日益复杂化，新一代高超声速飞行器需具备从亚声速起降、跨声速机动到高超声速巡航的全速域飞行能力，飞行包线覆盖马赫数 Ma 0~8+、飞行高度 0~50km的宽范围空域。然而，传统固定构型飞行器存在根本性的设计矛盾：其气动外形仅能在单一设计马赫数下达到最优性能，在宽速域飞行过程中需进行多工况折衷设计，导致各飞行阶段的气动效率、稳定性与控制性能均处于次优状态，难以满足全任务剖面的性能需求。

一、高超声速飞行器技术的发展与挑战

为突破固定构型的性能瓶颈，变体飞行器技术作为一种变革性的解决方案被提出并得到广泛研究。变体飞行器通过主动调整机翼后掠角、展弦比、折叠角度或局部几何形态，实现气动外形的实时重构，使飞行器在不同速域、不同空域的飞行条件下始终保持最优气动效率与飞行性能。例如，亚声速飞行阶段采用大展弦比平直翼构型，获得高升阻比与优异的起降性能；高超声速飞行阶段采用小展弦比大后掠折叠翼构型，有效降低波阻与气动加热，提升巡航效率与机动能力。早在上世纪 60 年代，美国 XB-70 “女武神” 超声速轰炸机与苏联图 - 160 战略轰炸机就采用了可变后掠翼与翼尖折叠技术，通过构型调整抑制了超声速飞行下的高压溢流，显著提升了跨速域飞行性能与稳定性，验证了变体技术在超声速飞行中的工程可行性。

然而，高超声速变体飞行器在获得跨速域气动收益的同时，也引入了前所未有的多物理场强耦合挑战。高超声速飞行过程中，来流通过激波强烈压缩与粘性耗散将大量动能转化为热能，形成极端的气动加热环境，飞行器表面温度可达数百甚至数千摄氏度，同时伴随强非线性的气动力载荷。气动热与气动力共同作用于飞行器结构，引发温度场与应力场的耦合演化，形成气动力 - 热 - 结构的多场耦合效应。对于固定构型的高超声速飞行器，国内外学者已开展了大量的多场耦合分析研究，形成了较为成熟的技术路径与分析方法。例如，李欣等基于 FLUENT 流体求解器与结构有限元求解器构建了松耦合分析框架，研究了耦合时间步长对计算结果的影响规律；张兵等开发了多场耦合数据传递接口平台，采用守恒插值方法实现了流体与结构域之间的热流载荷高精度传递；苑凯华等基于不同物理场的特征时间尺度差异，优化了松耦合分析策略，建立了适用于工程应用的高超声速热弹性流场数值模拟方法。上述研究成果大多面向几何固定、载荷连续变化的飞行场景，通常假设流场处于准稳态或缓慢演化过程，难以直接适用于变体飞行器的耦合分析。

与固定构型飞行器不同，变体飞行器在模态转换过程中几何构型发生突变，会导致流场结构、激波位置、热流分布与结构载荷出现强非定常、强非线性的变化特征。尤其是在机翼折叠区域，极易因激波 - 边界层干扰、流动分离与再附形成局部高热流区与应力集中区，对飞行器的热防护设计与结构强度设计提出了更为严苛的要求。同时，变体飞行器的热防护系统需兼顾多种构型下的极端工况，安全裕度要求显著提升，极易带来结构质量的额外负担，影响飞行器的有效载荷与航程性能。目前，国内外针对高超声速变体飞行器的研究多集中于气动布局优化与单状态气动特性分析，针对多离散构型下的气动力 - 热 - 结构耦合特性的系统性对比研究仍较为匮乏，缺乏对不同变形状态下的热环境特性、结构响应规律与失效风险的量化评估，难以支撑变体飞行器的工程化设计与应用。

针对上述问题，本文以机翼可折叠的高超声速变体飞行器为研究对象，选取0°、45°、90°三种典型机翼折叠状态，基于成熟的 CFD 数值模拟、瞬态热传导分析与结构有限元方法，构建了气动力 - 热 - 结构松耦合分析框架。首先通过标准模型的风洞试验数据验证了数值模拟方法的精度与可靠性；随后系统开展了不同折叠角、不同攻角下的高超声速流场数值模拟，获取了飞行器表面的热流与压力载荷分布；进而将气动载荷作为外部输入，开展了 150s 飞行时长的瞬态热传导分析与热 - 结构耦合响应分析，量化揭示了机翼折叠对气动热环境与结构力学特性的影响机制。本文研究成果可为高超声速变体飞行器的多状态耦合特性评估、热防护设计与结构优化提供基础数据与工程参考。

二、变体布局模型与数值模拟方法

2.1 宽速域折叠翼气动布局方案

本文研究的高超声速变体飞行器针对 Ma 0~8 的宽速域飞行需求设计，采用机身 - 边条 - 机翼高度融合的升力体布局，主体为大后掠三角翼无平尾双垂尾构型，机身前部设置边条翼以提升大攻角下的升力特性与流动稳定性，双垂尾布置于机身后部两侧，保证高超声速飞行下的横航向操稳特性。

飞行器的核心创新点在于采用了可向下折叠的外翼设计，外翼可根据飞行速域、飞行姿态与任务需求，实时调整折叠角度 θ，折叠角调节范围为 0°~90°。当飞行器处于亚声速起降与低速飞行阶段时，机翼保持 0° 平直状态，展弦比最大，获得最优的升阻比与起降性能；当飞行器进入超声速与高超声速飞行阶段时，机翼向下折叠，通过减小展弦比、增大等效后掠角，有效降低波阻与气动加热，同时抑制机翼下表面的高压溢流，提升飞行器的升阻效率与横航向稳定性。机翼折叠过程中，主要改变的外形参数包括翼展长度、机翼投影面积、展弦比与前缘后掠角，可实现宽速域范围内的气动性能连续优化。

针对高超声速飞行的极端热环境与载荷环境，本文对折叠机翼进行了初步的结构设计，采用航空航天领域广泛应用的“蒙皮 + 骨架”结构形式，其中靠近翼根的内翼段保持固定平直，外翼段为可折叠变形段。内部骨架以翼梁与翼肋为主要承力结构，翼梁沿机翼展向布置，承受主要的弯矩与剪力，翼肋沿弦向布置，维持机翼剖面形状并传递局部载荷。在材料选型方面，结合高超声速飞行器热结构设计的成熟经验，机翼蒙皮采用 TC4 钛合金材料，该材料具有比强度高、耐高温、耐腐蚀的优异性能，长期使用温度可达 400℃以上；内部支撑骨架采用 2A70 铝合金材料，兼顾结构刚度与轻量化需求；蒙皮外表面覆盖 5mm 厚的 Nextel 312 陶瓷纤维隔热层，该材料具有导热系数低、耐高温、热稳定性好的特点，最高耐温可达 1300℃以上，可有效阻挡气动热向内部承力结构传递，实现热防护与承力结构的分离设计。其中，蒙皮厚度为 2mm，隔热层不参与结构承力，仅在热传导分析中考虑其隔热效应，结构受力分析仅考虑蒙皮与内部骨架的热力响应。

2.2 高超声速流动数值模拟方法与验证

2.2.1 控制方程与数值方法

高超声速流动的控制方程为三维雷诺平均 Navier-Stokes（RANS）方程，其积分形式可表示为：

∂t∂∫ΩWdΩ+∮∂Ω(Fc−Fv)dS=0

其中，Ω为控制体，∂Ω为控制体边界，W为守恒变量向量，Fc为对流通量向量，Fv为粘性通量向量。

本文采用基于 GPU 加速的高效 CFD 数值模拟程序开展流场计算，空间离散采用有限体积法，对流通量采用 AUSMPW + 迎风格式进行求解，该格式对高超声速流动中的激波具有优异的捕捉能力，同时数值耗散小，可准确模拟激波 - 边界层干扰等复杂流动现象；粘性通量采用二阶中心差分格式进行离散；时间推进采用双时间步长法，内迭代采用 LU-SGS 方法加速收敛。湍流模型采用 k-ω SST 两方程模型，该模型结合了 k-ω 模型在近壁面区域的高精度与 k-ε 模型在远场区域的稳定性，可准确模拟高超声速边界层流动与分离流动，是目前高超声速流动数值模拟中应用最广泛的湍流模型。

2.2.2 数值方法验证

为保证本文气动力与气动热数值模拟结果的准确性与可靠性，分别采用公开的空天飞机标模与双椭球标模，将数值模拟结果与风洞试验数据进行对比验证。

（1）气动力特性验证采用公开文献中的空天飞机标模作为验证模型，该模型由钝头圆锥机头、半圆柱上机身 / 半方柱下机身与带翼梢小翼的机翼组成，机翼后掠角为 68°，模型总长 290mm，总宽 184.8mm，总高 58mm。计算工况为高超声速风洞试验条件，通过不同攻角下的升力系数、阻力系数计算结果与试验数据对比，评估气动力模拟精度。

对比结果表明，CFD 计算得到的气动力系数随攻角的变化趋势与风洞试验结果完全一致，升力系数随攻角增大线性升高，阻力系数随攻角增大先减小后增大。其中，升力系数与阻力系数的最大误差均出现在 0° 攻角，分别为 12.50% 与 13.04%，其余攻角下的计算误差均在 10% 以内，满足工程研究的精度要求。同时，数值模拟得到的密度梯度云图与试验纹影图中激波的位置、形态完全吻合，证明本文采用的数值方法可准确模拟高超声速飞行器的外流场结构与气动力特性。

（2）气动热特性验证采用双椭球标模作为气动热验证模型，该模型是高超声速气动热数值模拟的标准验证模型，具有型面突变、激波 - 边界层干扰强烈的特点，可有效验证数值方法对复杂气动热环境的模拟能力。验证工况选取风洞试验中的两种典型流场条件：Ma 8.04、Re/L=1.13×10^7/m 与 Ma 10.02、Re/L=2.20×10^6/m，攻角为 0°。对双椭球模型进行结构化网格划分，总网格单元数为 290 万，近壁面第一层网格高度为 5×10^-6 m，保证壁面 y+≈1，满足湍流模型对近壁面网格的要求，网格层高以 1:1.1 的比例向外增长。

对比结果表明，CFD 计算得到的双椭球模型对称面热流分布与试验数据变化趋势一致，热流峰值出现在双椭球交界处的型面突变位置，该位置的最大计算误差分别为 23.03% 与 22.51%，其余平滑曲面区域的计算误差均低于 20%，满足高超声速气动热工程分析的精度要求，证明本文采用的数值方法可准确模拟高超声速飞行器的气动热环境。

2.3 气动力 - 热 - 结构松耦合分析框架

高超声速飞行器的气动力 - 热 - 结构耦合是一个典型的多物理场、多时间尺度耦合问题，其中流体流动的特征时间为毫秒级，结构热传导的特征时间为秒级，结构力学响应的特征时间为百毫秒级，不同物理场之间的特征时间差异可达 3 个数量级以上。因此，本文采用工程上广泛应用的准稳态松耦合分析方法，忽略流场与结构场之间的双向实时耦合效应，将流场计算得到的准稳态气动载荷作为外部输入，单向传递至结构场进行热传导与力学响应分析，在保证计算精度的同时，大幅降低计算成本，适用于多状态的工程化分析。

本文建立的气动力 - 热 - 结构松耦合分析框架主要分为四个步骤，具体流程如下：

（1）高超声速流场数值模拟针对不同机翼折叠角（0°、45°、90°）与不同攻角（0°、4°、8°）的组合工况，开展高超声速流场数值模拟，计算飞行条件为高度 24km、来流马赫数 Ma 5。为兼顾热载荷计算精度与瞬态传热边界条件的适配性，分别采用等温壁面（Tw=300K）与绝热壁面两种边界条件进行 CFD 求解，获取飞行器表面各网格节点的热流密度 q、压力分布 p 与壁面温度 Tw，为后续的结构分析提供气动载荷输入。

（2）对流换热系数换算基于牛顿冷却公式，对 CFD 计算结果进行后处理，换算得到飞行器表面各节点的对流换热系数 h，牛顿冷却公式的表达式为：

q=h(Tw−T∞)

其中，q 为等温壁面条件下计算得到的热流密度，Tw 为等温壁面温度，T∞为流体的恢复温度，采用绝热壁面条件下计算得到的壁面温度作为流体恢复温度。通过该公式可计算得到每个网格节点的对流换热系数 h，实现气动热载荷从流体域到结构域的准确传递。

（3）瞬态热传导分析：基于经典的能量守恒原理与傅里叶热传导定律，建立三维各向同性固体的瞬态热传导控制方程，其表达式为：

ρc∂t∂T=∇⋅(λ∇T)+Q

其中，ρ 为材料密度，c 为材料定压比热容，T 为结构温度，t 为时间，λ 为材料导热系数，Q 为内热源项，本文中内热源项为 0。

采用有限元方法对瞬态热传导控制方程进行求解，初始条件设置为机翼结构整体初始温度为 20℃，边界条件为将步骤（2）中得到的对流换热系数 h 与流体恢复温度 T∞加载至机翼结构的外表面网格节点。计算时长为 150s，模拟高超声速巡航飞行过程中的结构温度场演化过程，获取不同时刻的结构温度分布结果。

（4）热 - 结构耦合力学响应分析：将步骤（3）中计算得到的结构温度场与步骤（1）中得到的表面压力分布共同作为外部载荷，加载至机翼结构有限元模型，开展热 - 力耦合作用下的结构静力学响应分析。其中，压力载荷通过流 - 固界面的节点映射实现数据传递，温度载荷通过同一有限元模型的节点温度直接加载，考虑温度载荷引起的热应力与热变形。通过求解结构的平衡方程，获取机翼结构的等效应力分布、变形位移分布等结果，评估不同折叠状态下的结构强度与刚度性能。

三、气动力 - 热 - 结构耦合特性分析结果

本文针对高度 24km、Ma 5 的典型高超声速巡航工况，系统开展了 0°、45°、90° 三种机翼折叠角，0°、4°、8° 三种攻角的多状态数值仿真分析，获取了不同工况下的气动热环境、结构温度场与力学响应结果，量化揭示了机翼折叠对多物理场耦合特性的影响机制。

3.1 折叠翼飞行器气动热环境特性分析

高超声速飞行过程中，来流经过头部与机翼前缘的强激波压缩后，温度与压力急剧升高，近壁面边界层内的粘性耗散将大量动能转化为热能，形成强烈的气动加热效应。对于折叠翼变体飞行器，机翼折叠会改变飞行器的整体流场结构，尤其是机翼区域的激波形态、边界层发展与流动分离特性，进而对气动热环境产生显著影响。

3.1.1 典型折叠状态下的热流分布特征

0° 攻角工况下，不同机翼折叠角的飞行器表面热流分布结果表明，飞行器的高热流区域主要集中于头部钝锥、机翼前缘、垂尾前缘等迎风型面突变位置，这些位置的激波强度大，气动加热效应最为强烈。其中，头部区域因钝锥压缩形成强脱体激波，上表面隆起弧度较大，激波强度更高，出现明显的高热流分布；下表面型线平缓，激波强度较弱，热流水平相对较低。机翼折叠对机身头部、翼根前缘与垂尾前缘的热流分布影响较小，不同折叠角工况下，上述区域的热流密度水平与分布特征基本一致，说明机翼折叠主要影响外翼区域的局部流场，对飞行器主体的气动热环境影响有限。

机翼表面的热流分布呈现明显的前缘集中特征，前缘位置热流密度最高，沿弦向流向逐渐衰减。0° 折叠角（平直翼）工况下，机翼上下表面的热流分布较为均匀，翼尖前缘的热流峰值为 743kW/m²；随着机翼折叠角的增大，机翼下表面靠近外翼区域的热流出现小幅升高，外翼前缘的气动加热效应显著加剧，45° 折叠角工况下翼尖前缘热流峰值升至 768kW/m²，90° 折叠角工况下进一步升至 793kW/m²，较 0° 折叠角工况提升 6.7%。这是因为机翼向下折叠后，下表面的高压气流在折角处形成流动阻滞与局部压缩，激波强度进一步提升，同时折叠导致外翼前缘的等效迎角增大，加剧了前缘的气动加热效应。

3.1.2 攻角与折叠角的耦合影响

攻角是影响高超声速飞行器气动热环境的关键参数，本文对比了 0°、4°、8° 攻角下，不同折叠角工况的飞行器关键区域热流峰值，结果表明，攻角与折叠角对气动热环境存在显著的耦合放大效应。

对于飞行器头部区域，热流密度随攻角增大呈现小幅升高趋势，这是因为攻角增大后，头部下表面的激波强度提升，气动加热效应略有加剧，但整体变化幅度较小。对于机翼前缘区域，热流密度峰值随攻角增大显著升高，且折叠角越大，热流的增长幅度越明显。0° 折叠角工况下，攻角从 0° 升至 8°，翼尖前缘热流峰值从 743kW/m² 升至 1077kW/m²，增长幅度为 334kW/m²；90° 折叠角工况下，攻角从 0° 升至 8°，翼尖前缘热流峰值从 793kW/m² 升至 1309.9kW/m²，增长幅度达 516kW/m²，较平直翼工况提升 54.5%。在 8° 攻角、90° 折叠角的极端工况下，翼尖前缘热流峰值达到 1309.9kW/m²，较 0° 攻角、0° 折叠角工况提升 76.3%，是整个飞行器防热设计的最关键区域。

对于垂尾前缘区域，因其位于飞行器背风面，攻角增大后，垂尾处于机身与机翼的遮蔽区，来流迎角减小，激波强度降低，因此热流密度峰值随攻角增大逐渐减小。同时，在 4°~8° 攻角范围内，机翼与垂尾前缘的热流始终保持随折叠角增大而升高的变化规律，说明机翼折叠对气动加热的加剧效应在大攻角机动工况下更为显著。

3.1.3 热流分布的敏感性与位置演化

通过对飞行器机翼前缘型线的热流分布进行量化分析，结果表明，机翼折叠不仅会提升前缘热流的整体水平，还会改变热流峰值的分布位置，同时增大前缘热流对攻角变化的敏感性。

0° 折叠角工况下，机翼前缘的热流峰值出现在翼根与机翼中段位置，外翼段的热流水平相对较低；随着折叠角的增大，外翼段前缘的热流持续升高，热流峰值的位置逐渐从翼根中段向翼尖方向移动，90° 折叠角工况下，热流峰值稳定出现在翼尖前缘位置。这一变化规律对变体飞行器的热防护设计具有重要的指导意义，平直翼状态下的防热重点为翼根与机翼中段，而大折叠角状态下的防热重点转移至翼尖前缘，热防护系统需兼顾不同折叠状态下的热流分布差异，保证全工况下的热安全。

同时，机翼折叠会显著提升前缘热流对攻角变化的敏感性，折叠角越大，攻角变化引起的热流涨幅越高。0° 折叠角工况下，攻角每增大 1°，翼尖前缘热流平均增长 41.75kW/m²；90° 折叠角工况下，攻角每增大 1°，翼尖前缘热流平均增长 64.5kW/m²，较平直翼工况提升 54.5%。这说明变体飞行器在大攻角机动飞行时，大折叠状态下的翼尖前缘面临更为严苛的气动热环境，需预留更大的热防护安全裕度。

3.1.4 壁面边界条件对热环境的影响

本文分别采用等温壁面与绝热壁面边界条件，计算了 Ma 5、4° 攻角工况下不同折叠角的机翼表面热流与温度分布，结果与前述分析结论完全一致。机翼前缘迎风面的气动加热效应最为显著，热流密度与壁面温度均沿弦向流向逐渐衰减；随着折叠角的增大，机翼表面的高热流、高温区域范围不断扩大，前缘区域的热流峰值与温度峰值持续升高，进一步验证了机翼折叠对气动加热的加剧效应。两种壁面边界条件的计算结果为后续的瞬态热传导分析提供了准确的载荷输入，保证了结构热响应分析的精度。

3.2 折叠翼结构热传导响应分析

在获取飞行器表面的气动热载荷后，本文基于建立的耦合分析框架，开展了 150s 飞行时长的瞬态热传导分析，获取了不同折叠状态下的机翼结构温度场分布，评估了热防护系统的隔热效果与结构热安全性能。

3.2.1 结构温度场分布特征

150s 瞬态热传导计算结果表明，不同折叠状态下的机翼结构温度峰值均出现在机翼前缘的外层隔热层位置，与气动热流的峰值位置完全对应。其中，0° 折叠角工况下，结构温度峰值为 830.6℃；45° 折叠角工况下，温度峰值升至 876.6℃；90° 折叠角工况下，温度峰值进一步升至 889.1℃。结构温度峰值的差异完全来自于气动热载荷的差异，折叠角越大，前缘热流密度越高，结构温度峰值也随之升高，但整体升高幅度较小，90° 折叠角工况下的温度峰值较 0° 折叠角工况仅升高 58.5℃，说明隔热层有效抑制了气动热载荷差异向结构内部的传递。

Nextel 312 陶瓷纤维隔热层展现出优异的隔热性能，其导热系数低、比热容高的特性，可有效吸收气动热并阻挡热量向内部承力结构传递。尽管隔热层外表面的最高温度达到 889.1℃，但内部 TC4 钛合金蒙皮的温度始终保持在较低水平。0° 折叠角工况下，蒙皮的最高温度为 123.67℃；45° 折叠角工况下，蒙皮最高温度升至 166.62℃；90° 折叠角工况下，蒙皮最高温度为 252.04℃，均远低于 TC4 钛合金 400℃的长期使用温度，满足结构的热安全要求。

同时，蒙皮最高温度的位置随折叠角的增大发生明显转移。0° 与 45° 折叠角工况下，蒙皮最高温度出现在翼尖位置，与热流峰值位置一致；90° 折叠角工况下，蒙皮最高温度位置转移至机翼下表面的折角处，这是因为机翼 90° 折叠后，下表面的高压气流在折角处聚集，形成局部高热流区，同时折角处的结构几何不连续，热量易在此处累积，导致温度升高。

3.2.2 热防护系统性能评估

本文采用的Nextel 312 陶瓷纤维隔热层的最高耐温可达1300℃以上，而本文计算得到的结构最高温度为 889.1℃，仅为材料耐温上限的 68.4%，具有充足的热安全裕度。即使在 8° 攻角、90° 折叠角的极端气动热工况下，隔热层仍可有效阻挡热量向内部承力结构传递，保证蒙皮与内部骨架的温度始终在材料许用范围内。

上述结果表明，尽管机翼折叠会显著加剧前缘区域的气动加热效应，带来更高的热载荷，但通过合理的热防护设计，采用陶瓷纤维隔热层的被动热防护方案，完全可以抵消机翼折叠带来的热载荷提升，满足变体飞行器全工况下的热安全要求。同时，该热防护方案技术成熟、可靠性高，适用于高超声速变体飞行器的工程化应用。

3.3 热 - 力耦合下的结构力学响应分析

在获取机翼结构温度场的基础上，本文将结构温度场与表面压力分布共同作为外部载荷，开展了热 - 力耦合作用下的结构静力学响应分析，获取了不同折叠状态下的结构等效应力与变形位移分布，评估了机翼结构的强度与刚度性能。

3.3.1 结构应力分布特征

热 - 力耦合作用下的结构应力计算结果表明，机翼折叠角的增大会导致结构等效应力峰值显著升高，应力集中位置随折叠角的增大发生明显转移。0° 折叠角工况下，结构最大等效应力为 120.4MPa，应力集中位置出现在翼尖处；45° 折叠角工况下，最大等效应力升至 244.8MPa，较 0° 折叠角工况提升 103.3%，应力集中位置仍位于翼尖区域；90° 折叠角工况下，最大等效应力急剧升至 506.1MPa，较 0° 折叠角工况提升 320.3%，应力集中位置从翼尖转移至机翼下表面的折角处。

结构应力的变化规律与气动载荷的分布特征完全一致，机翼折叠后，下表面的高压气流在折角处形成局部高压区，带来更高的气动压力载荷；同时，折角处的结构几何不连续，易形成应力集中，再加上温度载荷引起的热应力叠加，最终导致 90° 折叠角工况下折角处的等效应力峰值急剧升高。通过对结构强度进行校核，TC4 钛合金的常温许用应力为 800MPa，即使在高温下，其许用应力仍高于 600MPa，本文计算得到的最大等效应力为506.1MPa，低于材料的许用应力，具有充足的强度安全裕度，满足结构设计要求。

此外，对比纯气动载荷与热 - 力耦合载荷的计算结果发现，热应力对结构应力峰值的贡献约为 30%，说明高超声速飞行过程中，气动加热引起的热应力是结构响应不可忽略的重要组成部分，若仅考虑纯气动载荷，会严重低估结构的应力水平，导致结构设计偏于危险。因此，在高超声速飞行器的结构设计中，必须开展热 - 力耦合分析，全面考虑气动载荷与热载荷的共同作用。

3.3.2 结构变形特征分析

不同折叠状态下的机翼结构变形计算结果表明，机翼结构的最大变形位移随折叠角的增大呈现先减小后增大的变化趋势。0° 折叠角工况下，最大变形位移为 5.22mm；45° 折叠角工况下，最大变形位移降至 4.15mm；90° 折叠角工况下，最大变形位移升至 6.80mm，为全工况最大值。

这一变化规律是几何刚度与载荷变化共同作用的结果：0° 到 45° 折叠角范围内，机翼向下折叠后，结构的抗弯刚度与抗扭刚度显著提升，几何刚度的增大对变形的抑制作用超过了载荷增大对变形的放大作用，因此结构变形位移有所减小；当折叠角从 45° 升至 90° 时，气动压力载荷与热载荷急剧升高，载荷增大对变形的放大作用超过了几何刚度的抑制作用，因此结构变形位移再次增大。

全工况下，机翼结构的最大变形位移仅为 6.80mm，相对于机翼的整体尺寸而言，变形量极小，不会对飞行器的气动外形与飞行性能产生明显影响，满足结构刚度设计要求。同时，结构变形的变化规律可为变体飞行器的结构刚度设计提供参考，在大折叠角工况下，需重点关注折角处的刚度设计，控制结构变形量。

四、结论与展望

4.1 主要研究结论

本文以机翼可折叠的高超声速变体飞行器为研究对象，建立了基于 CFD 数值模拟、瞬态热传导与结构有限元的气动力 - 热 - 结构松耦合分析框架，系统开展了 0°、45°、90° 三种机翼折叠角，0°、4°、8° 三种攻角的多状态数值仿真研究，通过标模风洞试验数据验证了数值方法的精度，量化揭示了机翼折叠对气动热环境与结构响应特性的影响机制，主要研究结论如下：

（1）机翼折叠会显著加剧机翼前缘区域的气动加热效应，折叠角越大，前缘热流密度越高，且热流对攻角变化的敏感性越强。0° 攻角工况下，90° 折叠角的翼尖前缘热流峰值较 0° 折叠角提升 6.7%；8° 攻角工况下，90° 折叠角的翼尖前缘热流峰值达到 1309.9kW/m²，较 0° 折叠角提升 21.6%，攻角从 0° 升至 8° 的热流增长幅度达 516kW/m²，较平直翼工况提升 54.5%。同时，机翼折叠会导致热流峰值的位置从翼根中段向翼尖转移，大折叠角工况下的翼尖前缘是防热设计的核心重点区域。

（2）采用 Nextel 312 陶瓷纤维隔热层的被动热防护方案，可有效抑制气动热向内部承力结构的传递，满足全工况下的热安全要求。150s 飞行时长的瞬态热传导分析结果表明，90° 折叠角工况下的结构最高温度为 889.1℃，仅为隔热材料耐温上限的 68.4%；内部 TC4 钛合金蒙皮的最高温度为 252.04℃，远低于材料的长期使用温度，具有充足的热安全裕度。尽管机翼折叠会加剧气动加热效应，但通过合理的热防护设计，完全可以抵消其带来的负面影响。

（3）热 - 力耦合作用下，机翼结构的等效应力峰值随折叠角的增大显著升高，应力集中位置随折叠角的增大从翼尖向机翼下表面折角处转移。0° 折叠角工况下的最大等效应力为 120.4MPa，90° 折叠角工况下升至 506.1MPa，较 0° 折叠角提升 320.3%，但仍低于 TC4 钛合金的许用应力，满足结构强度要求。热应力对结构应力峰值的贡献约为 30%，在结构设计中必须考虑热 - 力耦合效应，否则会严重低估结构的应力水平。

（4）机翼结构的最大变形位移随折叠角的增大呈现先减小后增大的变化规律，90° 折叠角工况下的最大变形位移为 6.80mm，为全工况最大值。这一规律是几何刚度与载荷变化共同作用的结果，小折叠角范围内几何刚度的提升抑制了结构变形，大折叠角范围内载荷的急剧升高导致变形再次增大。全工况下的结构变形量极小，不会对飞行器的气动外形与飞行性能产生明显影响，满足结构刚度要求。

（5）本文建立的多场松耦合分析框架，通过标模试验验证了数值方法的精度，可准确模拟不同折叠状态下的气动力 - 热 - 结构耦合特性，计算效率高，适用于高超声速变体飞行器的工程化多状态分析，可为变体飞行器的耦合特性评估、热防护设计与结构优化提供基础数据与工程参考。

4.2 未来研究方向与发展展望

针对本文研究的局限性与高超声速变体飞行器技术的发展需求，未来的研究工作将围绕以下几个方向展开，进一步突破关键技术难题，推动高超声速变体飞行器技术的工程化应用：

（1）开展非定常流 - 热 - 固双向耦合数值模拟研究。本文采用的是准稳态松耦合方法，针对离散的折叠状态开展分析，未来将建立流 - 热 - 固双向耦合求解器，考虑机翼连续变形过程中的非定常流动效应、动网格技术与流体 - 结构实时数据传递，准确模拟变形过程中的多物理场演化规律，进一步提升数值模拟的精度。

（2）考虑高温环境下的材料非线性与结构非线性行为。本文采用的是常温下的线性材料本构模型，未来将引入温度相关的材料性能参数，考虑高温下材料的弹性模量、屈服强度、导热系数等参数的变化，同时考虑结构大变形带来的几何非线性效应，建立更符合实际飞行环境的结构分析模型，提升结构响应分析的准确性。

（3）开展热防护 - 承力 - 驱动一体化结构设计与优化研究。针对现有分离式设计结构质量大的问题，未来将开发一体化的多功能结构，采用陶瓷基复合材料、形状记忆合金等新型材料，实现热防护、结构承力与变体驱动的一体化设计，同时开展多目标优化设计，在满足热安全与强度要求的前提下，实现结构的轻量化。

（4）开展高超声速风洞试验验证研究。本文的研究成果均来自数值模拟，未来将加工折叠翼变体飞行器缩比模型，在高超声速风洞中开展不同折叠状态下的测力、测热试验，同时开发可实时变形的模型驱动机构，开展连续变形过程中的非定常风洞试验，获取试验数据，验证数值模拟结果的准确性与可靠性。

（5）开展变体飞行器多学科设计优化（MDO）研究。将气动、热、结构、控制、驱动等多个学科结合起来，建立全任务剖面的多学科设计优化模型，以全速域气动效率、结构质量、热安全裕度、控制性能为优化目标，开展多目标优化设计，实现变体飞行器全任务剖面的性能最优，为工程化应用提供完整的设计方案。

高超声速变体飞行器技术作为宽速域飞行的核心解决方案，具有广阔的应用前景与战略价值。随着数值模拟技术、材料技术、驱动技术与试验技术的不断发展，高超声速变体飞行器技术将不断突破关键瓶颈，最终实现工程化应用，为我国空天一体化建设与国防安全提供核心技术支撑。

湖南泰德航空技术有限公司于2012年成立，多年来持续学习与创新，成长为行业内有影响力的高新技术企业。公司聚焦高品质航空航天流体控制元件及系统研发，深度布局航空航天、船舶兵器、低空经济等高科技领域，在航空航天燃/滑油泵、阀元件、流体控制系统及航空测试设备的研发上投入大量精力持续研发，为提升公司整体竞争力提供坚实支撑。

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