超音速巡航是多少公里每小时，如何解决超音速巡航时的超高温难题

很多朋友对超音速巡航是多少公里每小时，如何解决超音速巡航时的超高温难题不是很了解，六月小编刚好整理了这方面的知识，今天就来带大家一探究竟。

最近，美国和加拿大通过卫星证实，中国人民解放军已经在中国东部和西部部署了“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因为巡航速度超过10马赫，被称为“航母杀手”。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会像“冰淇淋”一样融化呢？本文不仅介绍了超声速导弹的作用、原理和复合材料，还介绍了“超声速导弹温度场建模与仿真”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“冰棍效应”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在谈到“先锋”高超音速导弹时曾表示，这种导弹飞起来像冰棍，在飞行中融化。什么是“冰棍效应”？这是怎么回事？

2020年9月，当俄罗斯总统弗拉基米尔普京谈到最新的“先锋”高超音速导弹时，他确实说过，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’。(高超音速导弹)飞行时融化。飞行中的温度接近2000度，只比太阳的温度低一点点，但材料可以在要求的时间内抵抗这种高温。”

这看似一个笑话，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，俄罗斯花费精力研制了一种耐高温、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。普京形容“先锋”导弹的耐高温性能就像冰棍一样。其实很生动。“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端高温下稳定移动，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”原理及热防护方案

当导弹超高速飞行时，由于流过其表面的气流的猛烈压力，动能转化为热能，导弹与气流之间的粘性摩擦也产生一些热能，从而使导弹发热。这种现象被称为“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，空气密度越大，气动加热越严重。

比如射程3000公里的弹道导弹起飞爬升穿过大气层时，由于气动加热被加热到几百度，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。烧蚀是应用最广泛、效率最高的，尤其是中远程导弹弹头，几乎无一例外都选择烧蚀。普京的“冰棍”就是这些方式之一。美国MK5弹头再入试验后的再入壳体

烧蚀防热是利用防热材料在加热条件下产生汽化、蒸发、升华、损耗等一系列物理化学变化，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。这已广泛用于各国再入飞行器的设计，包括弹道式飞行器、航天器、返回式卫星和低升力再入体。

烧蚀防热适用于广泛的飞行任务，环境条件可以在很宽的范围内变化，从长时间(2000秒量级)、低气动加热率(100 kW/m2以下，伴有再入体激波层的强烈辐射加热)到几十秒、高气动加热率(10000 kW/m2以上)。

战斗部烧蚀试验后，可以看到铸造端盖和再入体外壳用纤维布包裹，烧蚀部分带走的是冰淇淋融化般的致命热量。可见，使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和有机材料增强塑料(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尾部都是用碳纤维编织材料。第二，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。它们会在高热流下被软化、熔化、蒸发，在气流下流动。第四，耐高温陶瓷烧蚀材料，如石墨。它们在烧蚀过程中受到氧化和升华的影响，并且受到导电介质和表面上的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。

再入体发射前和回收后的对比表明，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，所以没有哪种固定材料比其他材料特别优越。但相比较而言，碳化烧蚀材料的应用最为广泛，因为它具有辐射和发汗冷却这另外两种热防护方式的一些最佳特性，表面温度可以达到很高，但由于碳化塑料的分解温度低，隔热问题很容易解决。

这也是为什么各国最终都把碳纤维编织材料作为防止导弹弹头烧蚀的终极解决方案。从这个角度来看，高速导弹真的像普京说的那样在飞行中融化，就像“冰淇淋”一样。

超音速导弹温度场的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、建模与仿真以及后期的实验。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于研究其红外辐射特性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，并通过仿真验证了模型的可行性。采用理论模型和半经验公式计算导弹温度分布。将羽流近似为超音速轴对称绝热等熵流，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对比，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，将导弹分为蒙皮、喷管和羽流三部分进行温度计算。本文主要研究蒙皮和羽流的温度分布。1.1导弹蒙皮温度的计算当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。此处省略驻点温度的计算公式。

气动加热是一种气动强迫加热过程，所以虽然飞行器表面会有热传导发生，但一两分钟即可达到平衡壁温，导弹蒙皮的平衡壁温可近似为驻点温度的0.9 倍，即导弹蒙皮的温度T=0.9Ts

1.2 导弹羽流温度分布计算

当导弹超音速运动，尾焰在高度欠膨胀的情况下，认为燃气射流起始段包含马赫盘的波节只有一个。

燃气离开喷管瞬间形成膨胀波。膨胀使气流速度加快尧出口压强P1 降低；在边界处，为满足P1 和Pa 相等，就会产生一道拦截膨胀波的冲波。

初始段中粘性和导热性影响只表现在很薄的边界层，这一段气流结构可按理想流体的气动力问题来确定。在过渡段中湍流度影响显著，还存在一个射流等速核心区。基本段内应用自由湍流射流理论，假设整个过渡段的长度与马赫盘半径之比为一常值(按实验取为4，则整个欠膨胀流场结构如图1 所示：

1.3 导弹羽流形状计算模型

导弹羽流形状计算模型需要对“射流起始段边界形状”和“马赫盘半径”建模，同时确定”射流过渡段与基本段形状“等。

2、仿真

最后是进行仿真，在Matlab 环境下袁对某型导弹进行仿真。

通过参数计算结果可以得出初始段气流速度与温度等变化的一些规律。气流刚从喷管喷射出来时速度是逐渐增大的，但是加速度是逐渐减小的。

然后气流由于受到正冲波的作用使得气流速度整体速度瞬间减少。而气流温度的变化与速度变化正好相反。但在马赫盘内，温度急剧地升高很多，故气流在马赫盘将形成温度的一个梯度极点。当气流穿过马赫盘后，在空气阻力的作用下逐渐射开飘散。

详细的计算模型可以联系作者/责编获取论文全文。

原文东风DF-26怎样解决超音速巡航时的超高温难题？

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