超音速巡航吗（如何解决超音速巡航时的超高温难题）-胜象大百科-提升认知,打开格局

最近，美国和加拿大通过卫星证实，中国人民解放军在中国东部和西部地区部署了“东风26”中远程弹道导弹。去年笔者粗略算了一下《东风DF-26B和DF-21D两枚导弹同时击中南海目标的飞行时间和轨迹》。东风26之所以被称为“航母杀手”，是因为它的巡航速度很快，可以达到10马赫以上。这么快的速度，在进入和离开大气层时肯定会产生非常高的温度。那么如何解决这种高温问题，使导弹在击中目标之前就像“冰淇淋”一样融化呢？本文不仅全面介绍了超音速导弹的作用、原理和复合材料，而且全面介绍了“超音速导弹温度场的建模与仿真”一文。

所有的超音速弹道导弹都会遇到这个问题。我们先来看看俄罗斯“先锋”高超音速导弹是怎么解决的。

俄罗斯先锋导弹的冰棒效应

俄罗斯先锋高超音速导弹是目前最先进的高超音速武器。与现在研制的很多导弹相比，它的性能是很强的。不仅时速33077公里，而且导弹表面温度高达2000度。

据悉，俄罗斯总统弗拉基米尔普京曾在谈到“先锋”高超音速导弹时表示，这种导弹飞起来就像一根冰棍，在飞行中会融化。什么是“冰棍效应”？这是怎么回事？

2020年9月，俄罗斯总统弗拉基米尔普京在谈到最新服役的“先锋”高超音速导弹时，确实说过：这种导弹在飞行中会像冰淇淋一样融化，因此可以承受极高的表面温度。在与俄罗斯核工业代表的会议上，他补充道：“这就像‘冰棒效应’，在飞行过程中(高超音速导弹)会融化。飞行中的温度接近2000度，只比太阳低一点点，但材料可以在要求的时间内承受这种高温。”

这看似一句玩笑话，其实是对导弹弹头防烧蚀机制的一个非常贴切的比喻。

俄罗斯先锋导弹弹头高速滑行。

俄罗斯先锋导弹弹头高速滑翔，其表面会像冰淇淋一样“融化”，带走表面热量。

为了解决这一问题，俄罗斯下大力气研制了一种耐高温、耐腐蚀能力强的复合材料，使先锋导弹能够承受2000度的高温。普京把先锋导弹的耐高温形容成冰棍，其实很形象。先锋导弹的弹体采用多层隔热结构设计。在飞行过程中，这些隔热层可以保证弹头在极高的温度下稳定前进，不会很快融化。据普京介绍，得益于这些复合材料，“先锋”导弹可以在飞行中缓慢融化，并在要求的时间内抵御极端高温。

超音速巡航时的“气动加热”原理和热防护方案

当导弹以超高速飞行时，由于气流在其表面的猛烈压力，动能转化为热能。同时，导弹与气流之间的粘性摩擦也产生了一些热能，使导弹发热。这种现象就是“气动加热”，温度随着飞行速度的增加而迅速升高。也和飞行高度有关，因为高度越低，空气密度越高，气动加热越严重。比如射程3000公里的弹道导弹，在起飞爬升穿越大气层时，被气动加热加热到几百度，接近目标再入大气层时弹头温度可达几千度。

因此，导弹，尤其是中远程导弹，在设计弹头时必须考虑热防护。研究人员还发现了四种热防护方案：吸热、防辐射、烧蚀和出汗降温。

应用最广泛、效率最高的是烧蚀型，尤其是中远程导弹弹头，几乎无一例外都选择烧蚀型。普京的“冰棍”就是这些方式之一。

再入测试的美国MK5弹头再入外壳

烧蚀防热是指汽化、蒸发、升华、损耗等一系列物理化学变化。在受热条件下防热材料的，消耗部分质量，同时消耗或带走表面大部分气动加热，从而达到保护飞机的目的。它已广泛应用于各国再入飞行器的设计，包括弹道飞行器、航天器、返回式卫星和低升力再入体。烧蚀和热防护可应用于广泛的飞行任务，环境条件可以在非常宽的范围内变化，从长时间(2000秒量级)和低气动加热率(小于100 kW/m2，伴有再入激波层的强烈辐射加热)到几十秒和高气动加热率(大于10000 kW/m2)。

战斗部烧蚀试验后，可以看到铸造端盖和再入壳体用纤维布包裹，烧蚀部分带走了冰淇淋融化般的致命热量。

超高温复合材料

可见，采用烧蚀防热的关键是烧蚀材料的选择和制造。根据烧蚀机理和烧蚀特性，烧蚀材料大致可分为四类。

一、碳化塑料烧蚀材料包括单基塑料、有机材料增强塑料(聚酯等。)或无机材料(玻璃、应时、碳、金属等。).比如很多国家的导弹弹头端部都是碳纤维编织材料。

其次，热塑性烧蚀材料，如特氟隆(聚四氟乙烯)，在烧蚀过程中直接升华成气体。

第三，耐高温氧化物烧蚀材料，包括应时等材料。它们会在高热流下软化、融化、蒸发、流动。

第四，耐高温陶瓷烧蚀材料，如石墨。在烧蚀过程中，它们受到氧化和升华、导电介质和表面多相化学反应的影响。美国航天飞机机翼的前缘表面是由瓷砖材料制成的。

对比发射前和回收后的再入体，可以看到右侧面已经严重烧蚀。

以上四种材料都有其最适合的环境条件。弹道导弹和高超音速导弹在飞行时面临的环境条件千差万别，所以一些不固定的材料比其他材料特别优越。而碳化烧蚀材料的应用范围最广，因为它具有另外两种热防护方式辐射型和汗液冷却型的一些最佳特性，表面温度可以达到很高的水平。但是，由于碳化塑料的分解温度低，隔热问题很容易解决。这就是为什么各国最终都将碳纤维编织材料作为防止导弹弹头烧蚀的最终解决方案的原因。从这个角度来看，高速导弹真的像普京说的那样，像“冰淇淋”一样在飞行中融化。

超音速导弹温度场建模与仿真

解决超音速导弹的高温问题，不仅需要结构和材料，还需要前期严谨的设计、建模和仿真，以及后期的试验。以下是海军航空工程学院“超音速导弹温度场建模与仿真”论文概述。

超音速导弹温度场的计算对其红外辐射特性的研究具有重要的参考价值。深入分析了超音速导弹的两个主要辐射源——蒙皮和羽流，建立了超音速导弹的温度场模型。通过仿真验证了该模型的可行性。采用理论模型和半经验公式计算导弹的温度分布。羽流近似为超音速轴对称无伴绝热等熵流，采用特征线法计算气流参数分布。此外，还建立了超音速导弹尾焰形状的理论模型和计算方法。最后，通过仿真计算了导弹各部分的温度分布，并与实验结果进行了比较。结果表明，该方法是计算超音速导弹温度分布的有效方法。

1.导弹温度分布计算模型

根据超音速导弹的红外辐射，将导弹分为三部分进行测试

导弹在大气层中高速飞行时，由于气动加热，导弹蒙皮的温度会上升，产生相当强的红外辐射。这里省略了驻点温度的计算公式。

气动加热是气动强制加热过程，所以虽然飞行器表面会发生热传导，但一两分钟就可以达到平衡壁温，导弹蒙皮的平衡壁温可以是驻点温度的0.9倍左右，即导弹蒙皮温度T=0.9Ts。

1.2导弹羽流温度分布的计算

当导弹以超音速运动，尾焰高度欠膨胀时，认为在燃气射流开始处只有一个包含马赫盘的节点。

气体离开喷嘴，瞬间形成膨胀波。加快膨胀空气流量，降低P1出口压力；在边界处，为了满足P1和帕相等，将产生一个激波来拦截膨胀波。

初始段粘性和导热系数的影响只表现在较薄的边界层中，这一段的气流结构可以根据理想流体的气动问题来确定。在过渡段，湍流度影响显著，还存在射流等速核心区。基本上，在截面中应用自由湍流射流理论，并假设整个过渡段长度与马赫盘半径之比是一个恒定值(如果根据实验为4，则整个欠膨胀流场的结构如图1所示：

1.3导弹羽流形状的计算模型

导弹羽流形状的计算模型需要模拟“射流初始段的边界形状”和“马赫盘半径”，确定“射流过渡段和基本段的形状”。

2、模拟

最后进行了仿真，袁在Matlab环境下对某型导弹进行了仿真。