高超声速飞行器技术具有显著的战略引领性，已成为全球航空航天强国竞相布局的前沿方向。随着任务剖面日益复杂，实现宽速域（Ma 0~8+）、大空域（0~50 km）飞行能力成为新一代高超声速平台的核心设计目标。在此背景下，传统固定构型飞行器面临根本性矛盾：其气动外形需在宽马赫数范围内折衷设计，导致各飞行阶段性能均处于次优状态^{[ [1]  董芃呈, 韩玉琪, 刘金超. 宽适应性高超声速空天动力技术发展分析[J]. 航空动力, 2020(6): 25-30.DONG Pengcheng, HAN Yuqi, LIU Jinchao. Analysis of the development of wide adaptability hypersonic aerospace power technology[J]. Aerospace Power, 2020(6): 25-30.
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1-3 ]}。

为突破这一瓶颈，变体布局作为一种变革性解决方案被提出——通过主动调整机翼后掠角、展弦比或局部几何形态，使飞行器在不同速域/空域下始终接近最优气动效率。典型案例如美国XB-70、苏联图-160等^{[ [4]  LEVY D, WAHLS R, ZICKUHR T, et al. Summary of data from the first AIAA CFD drag prediction workshop[C]//Proceedings of 40th AIAA Aerospace Sciences Meeting & Exhibit. Reston: AIAA, 2002.
4 ]}可变后掠翼超声速飞机，通过翼尖下折抑制高压溢流、利用鸭翼增升与配平、借助机身前体压缩来流等方式，显著提升了跨速域飞行性能与稳定性^{[ [5]  RODRÍGUEZ-SEGADE M, HERNÁNDEZ S, DÍAZ J. Multi-level and multi-objective structural optimization for hypersonic vehicle design[J]. Aerospace Science and Technology, 2024, 152: 109346.
5 ]}。然而，变体构型在带来气动收益的同时，也引入了全新的多物理场耦合挑战。

在固定构型高超声速飞行器研究中，气动力/热/结构耦合分析已形成较为成熟的技术路径。例如，李欣等^{[ [6]  李欣, 张剑飞, 何雅玲, 等. 二维流场、热结构松耦合模拟研究[J]. 工程热物理学报, 2012, 33(1): 87-90.LI Xin, ZHANG Jianfei, HE Yaling, et al. Research on two dimensional flow field and thermal structure loose coupling simulation[J]. Journal of Engineering Thermophysics, 2012, 33(1): 87-90.
6 ]}基于FLUENT与结构求解器构建松耦合框架，研究时间步长对结果的影响；张兵等^{[ [7]  张兵, 韩景龙. 多场耦合计算平台与高超声速热防护结构传热问题研究[J]. 航空学报, 2011, 32(3): 400-409.ZHANG Bing, HAN Jinglong. Research on heat transfer problems of multi field coupled computing platform and high ultrasonic thermal protection structure[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2011, 32(3): 400-409.
7 ]}开发的多场耦合接口平台，采用守恒插值处理热流传递；苑凯华等^{[ [8]  苑凯华, 程萌. 高超声速气动力/热/结构多场耦合分析[J]. 战术导弹技术, 2017(5): 41-45.YUAN Kaihua, CHENG Meng. Multi field coupling analysis of hypersonic aerodynamics/heat/structure[J]. Tactical Missile Technology, 2017(5): 41-45.
8 ]}则根据物理场特征时间尺度优化耦合策略，建立了工程适用的热弹性流场模拟方法。这些工作主要面向几何不变、载荷连续变化的场景，通常假设流场处于准稳态或缓慢演化过程。

然而，变体飞行器在模态转换过程中，几何构型发生突变，导致流场结构、热流分布及结构载荷出现非定常的变化特征。现有耦合方法虽然难以直接揭示变形过程中热-力响应的演化规律，但可迁移用于单个变形状态的分析，尤其在变形区域，易形成局部高热流区与应力集中，且热防护系统须兼顾多种构型下的极端工况，安全裕度要求更高，显著增加结构质量负担^{[ [9]  王梓伊, 张伟伟, 刘磊. 高超声速飞行器热气动弹性仿真计算方法综述[J]. 气体物理, 2020, 5(6): 15-33.WANG Ziyi, ZHANG Weiwei, LIU Lei. Overview of thermal aeroelastic simulation calculation methods for hypersonic aircraft[J]. Physics of Gases, 2020, 5(6): 15-33.
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9-11 ]}。目前，针对高超声速变体飞行器在多离散构型下的气动力-热-结构耦合特性系统性研究仍较少，缺乏对不同变形状态间性能表现与失效风险的对比评估。

本文聚焦高超声速变体飞行器，选取典型变形状态（不同机翼折叠角度），基于现有成熟的多场耦合分析框架，包括流场CFD（Computational fluid dynamics）、瞬态热传导与结构有限元，开展气动力、气动热及结构响应的对比研究。旨在揭示构型变化对多物理场耦合行为的影响机制，为后续高保真动态耦合仿真与轻量化热结构设计提供基础数据与工程参考。

结合现有的高超声速飞行器气动布局方案，飞行器外形方案初步构建过程中，优先考虑了飞行器宽速域飞行的应用背景，通过机翼折叠的方式将不同飞行环境条件下各自具备性能优势的外形进行结合，使之同时具备高、低速飞行器的外形特点^{[ [12]  GONG C, MA B F. Aerodynamic evaluation of an unmanned aerial vehicle with variable sweep and span[J]. Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers, Part G: Journal of Aerospace Engineering, 2019, 233(13): 4980-4997.
12 ]}，能够通过机翼折叠调节气动性能。在机体方面，飞行器采用大后掠三角翼、无平尾加双垂尾布局，机身、边条翼、大后掠三角翼高度融合；机翼部分采用了可折叠外翼设计，向下弯折的机翼能够抑制下表面高压溢流，同时减小气动阻力，对飞行器展弦比的调节能够影响飞行器横航向稳定性。外翼可以根据外部环境及任务需求调节折叠角度θ，机翼折叠影响的主要外形参数为翼展、机翼投影面积、展弦比等^{[ [13]  FITZMAURICE R. Boeing’s hypersonic passenger plane concept could one day get you from London to New York in 2 hours[EB/OL]. [2025-09-15]. http://www.businessinsider.com/boeing-hypersonic-passenger-plane-concept-london-to-new-york-in-two-hours-2018-6.
13 ]}。折叠翼飞行器不同机翼折叠角状态的气动布局如图1所示。飞行器具体外形参数见表1。

本文在对飞行器进行CFD数值模拟时，采用一套基于GPU的高效CFD数值模拟程序，该程序求解雷诺平均NS方程，有限体积空间离散、k-ω SST湍流模型，AUSMPW+迎风格式。选取公开文献中的空天飞机模型作为计算模型，通过数值模拟结果与风洞试验数据对比分析，验证本文高超声速外流场数值计算方法的有效性和准确性。空天飞机的风洞试验模型如图2所示^{[ [14]  李素循. 典型外形高超声速流动特性[M]. 北京: 国防工业出版社, 2007.LI Suxun. Typical shape hypersonic flow characteristics[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2007.
14 ]}，试验条件及换算的数值模拟条件见表2。

空天飞机主要由机头、机身及机翼3个部分构成。机头是修型过的钝头圆锥；机身上半部呈半圆柱形，下半部为半方柱；机翼翼梢具有上反小翼，无立尾，机翼存在68°的后掠角。空天飞机模型的长度为290 mm，宽度为184.8 mm，高度为58 mm。

不同攻角下的升力系数和阻力系数与试验数据对比如图3所示，误差对比见表3。可知，CFD计算获得的气动力系数随攻角变化趋势与风洞试验结果保持一致，随着攻角增大，升力系数增大，阻力系数先减小后增大。通过数值误差来进一步评估数值模拟精度，升力系数和阻力系数的最大误差都出现在0°攻角，分别为12.50%和13.04%，其余攻角条件误差约为10%或以下，满足本文研究所需的精度要求。另外，数值模拟结果的密度梯度云图与试验纹影图的对比如图4所示^{[ [14]  李素循. 典型外形高超声速流动特性[M]. 北京: 国防工业出版社, 2007.LI Suxun. Typical shape hypersonic flow characteristics[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2007.
14 ]}，可见密度梯度云图与纹影图中激波的位置保持一致，证明本文采用的数值方法能够有效模拟高超声速飞行器的外流场特性。

选取双椭球模型作为计算验证模型，通过数值模拟结果与风洞试验数据对比分析，验证本文气动热数值模拟结果的有效性和准确性^{[ [15]  杜文聪, 陈智. 数据驱动的升力体飞行器表面热流快速预测[J]. 空气动力学学报, 2025, 43(7): 93-107.DU Wencong, CHEN Zhi. Rapid prediction of surface heat flux for data-driven lift body aircraft[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2025, 43(7): 93-107.
15 ]}。试验在Ma 8.04、Re/L=1.13×10⁷/m和Ma 10.02、Re/L=2.20×10⁶/m两种流场条件下进行的。本文针对0°攻角的计算结果进行对比分析。对双椭球模型进行结构网格划分，网格单元数量为290万，近壁层网格高度为5×10⁻⁶ m，层高按照1∶1.1的比例向外增长，网格划分如图5所示。

双椭球模型对称面上表面的热流分布与试验数据对比如图6所示，表面热流的风洞试验与CFD计算误差见表4，流场结果如图7所示。由对比结果可知，双椭球交界处峰值热流误差最大分别为23.03%和22.51%，主要原因是偏差点位于双椭球交界处型面突变，其他平滑曲面处CFD计算结果与试验值误差低于20%，满足本文所需的精度要求，可信度较高，可用于后续的热流计算。

本文以机翼折叠变形的高超声速飞行器为研究对象，聚焦构型变化引发的气动力-热-结构耦合效应。基于CFD计算获得不同折叠角（0°~90°）的表面气动力与热流分布，并将之作为多物理场载荷施加于初步构建的机翼结构模型，开展热-结构响应分析。比较不同机翼折叠角度状态之间的差异，并探究差异产生的原因^{[ [16]  WANG Y G, LUO Y J, KANG Z. Integrated design optimization of structural topology and heat source layout[J]. International Journal of Heat and Mass Transfer, 2021, 169: 120943.
16 ]}。

首先，在给定折叠角θ_i通过高超声速流场数值模拟获取飞行器表面气动载荷。为兼顾热载荷精度与瞬态传热边界条件适配性，分别采用等温壁面（T_w=T₀）与绝热壁（$\partial T/\partial n=0$）两种边界条件进行CFD求解，获得对应网格节点上的热流密度q与壁面温度T_w。

基于牛顿冷却定律，局部对流换热系数h可通过式（1）换算。

式中，q为热流密度，h为对流换热系数，T_w为固体表面的温度，T_∞为流体温度。求解热传导方程需要给定机翼表面初始条件和边界条件，机翼表面初始温度为20 ℃。另外，结构表面的边界条件指定对流换热系数和壁面温度加载至机翼结构有限元模型，求解瞬态热传导方程。

基于能量守恒和Fourier定律，可以得到机翼结构瞬态热传导方程为

式中，ρ为材料密度，λ_s为结构导热率，C_ps为结构比热容，T为结构温度，t为时间。通过求解式（2），可获得结构内部温度场。

本文气动力-热-结构耦合计算主要研究流程如图8所示^{[ [17]  WANG J R, XIE W H, YU D, et al. Study on the multi-field coupling behavior of C/SiC composites under the combined action of the local extreme heat source and hypersonic airflow[J]. International Journal of Thermal Sciences, 2024, 200: 108952.
[18]  MA N, MENG J H, LUO J Q, et al. Optimization of thermal-fluid-structure coupling for variable-span inflatable wings considering case correlation[J]. Aerospace Science and Technology, 2024, 153: 109448.
17-18 ]}。首先，分别通过等温/绝热两种不同壁面边界条件的流场求解获取机翼表面的热流分布与表面温度分布；其次，计算得出飞行器表面的对流换热系数，绝热条件下获得的机翼壁面温度视为机翼表面流体的温度，可以用于换算各网格节点对流换热系数。将对流换热系数和温度分布作为外部载荷加载到机翼结构表面进行结构传热分析。最后，结构温度分布与表面压力分布，两者共同作为结构外部载荷进行结构响应分析。图9是不同折叠角度的机翼整体结构外形图与结构内部图。

首先，以机翼作为研究对象，进行初步的机翼结构设计，机翼外形参数与第1.1节中所述气动布局的机翼保持一致。其结构主要分为两部分，靠近翼根部分保持平直不变，外翼部分可进行折叠变形，选择机翼折叠角度为0°、45°、90°的3种折叠状态作为研究对象，结构采用了常规“蒙皮+骨架”的构成形式，内部骨架通过翼梁和翼肋作为主要承力结构。在材料选择上参考了机翼热结构设计研究中的材料配置，选择了TC4钛合金为蒙皮材料，内部支撑结构采用2A70铝合金材料^{[ [19]  姚怀博. 柔固耦合高超声速飞行器热流固多场耦合计算研究[D]. 哈尔滨: 哈尔滨工业大学, 2018.YAO Huaibo. Research on multi field coupling calculation of thermal solid interaction in flexible solid coupled hypersonic aircraft[D]. Harbin: Harbin Institute of Technology, 2018.
19 ]}。结合飞行器Ma 5的飞行条件与应用背景考虑热防护设计需求，增加了陶瓷纤维Nextel 312材料作为隔热层覆盖在蒙皮表面，蒙皮厚度为2 mm，蒙皮外的隔热层厚度为5 mm，由于隔热层不起承力作用，在结构受力分析时仅考虑机翼蒙皮与内部支撑结构的热力响应，结构传热分析时长为150 s，有关材料属性见表5。流场网格划分如图10所示。

在高超声速飞行过程中飞行器表面的重点区域（如头部、机翼前缘、舵面等）会发生激波-边界层干扰、激波-激波干扰等多种复杂的流动现象，给高超声速飞行器热环境预测带来了极大困难，也影响着飞行器结构与热防护设计。变体飞行器在高超声速阶段面临的热环境更为复杂，在飞行过程中飞行条件与自身的外形都会发生变化，复杂流动影响的气动加热重点区域范围将更广，且因外形的变化有所差别。因此选取表6所示的飞行条件对飞行器不同机翼折叠状态的气动热特性进行研究。

通过气动计算获取了不同飞行攻角条件与外形条件下飞行器表面的热流分布情况，并针对头部、翼根前缘、可折叠外翼翼尖、尾翼前缘等重点位置的热流数值进行提取，计算结果的热流密度云图如图11所示，飞行器表面防热重点区域热流值见表7。

图11中展示了0°攻角时不同机翼折叠角度飞行器表面的热流分布情况，飞行器的头部与机翼前缘受到的气动加热较为明显，由于头部隆起弧度较大且0°攻角时头部上表面激波强度较高，头部出现了明显的高热流值分布，而此时头部下表面型线平缓热流较低，机翼折叠对于机身周围的流场影响较小，不同机翼折叠角状态飞行器头部、翼根及立尾前缘的热流密度分布情况比较接近。

机翼表面的高热流区域主要集中于机翼前缘位置，沿流向逐渐降低，在0°折叠角时机翼上下表面热流分布比较均匀，随着折叠角度的增大，下表面靠近外翼区域的热流产生小幅度的提升，外翼翼尖部分受折叠角度影响较大，前缘的峰值热流由743 kW/m²增至793 kW/m²。

表7对比了攻角变化（0°、4°和8°）时机翼不同折叠状态的飞行器防热重点区域（头部、机翼前缘、舵面前缘）的局部峰值热流密度数据。可见，飞行器头部的热流密度随着攻角增大有小幅度增加，而机翼前缘的热流密度峰值更高且随攻角增大而增大，舵面前缘位于飞行器背风面，其热流密度峰值随攻角增大而减小。攻角为4°~8°时，机翼和舵面前缘的热流仍旧保持着随折叠角度增大而增大的变化规律。当攻角为8°时，折叠角度90°的外翼翼尖前缘局部热流密度峰值达到了1309 kW/m²。

综合折叠角变化和攻角变化的影响来看，机翼折叠会加剧机翼前缘的气动加热现象，且折叠角越大，随攻角的增长幅度就越大，0°折叠角时翼尖前缘热流，在攻角0°~8°变化过程中增长了334 kW/m²，而90°折叠角状态时增长了516 kW/m²，差异显著。

通过壁面热流分布云图能够分辨出气动加热现象影响较为严重的防热重点区域，且可以比较机翼折叠引起的气动热特性差异。从热流分布结果可见，飞行器前缘尤其是外翼前缘附近始终保持着较高的热流，且在相同飞行条件下受到机翼折叠的影响会进一步升高，因此提取了飞行器外缘型线的热流数值结果进行量化分析，飞行器前缘热流取值示意如图12所示。

由图13和14可见，相同攻角条件由于机翼折叠而对前缘热流的分布产生了一定的影响，随着折叠角度的增大前缘热流值不断升高，能够观察到飞行器表面的热流峰值出现机翼前缘位置，0°折叠角时根部及机翼中段热流较高，但随着飞行器的折叠角度增大外翼部分前缘的热流不断增大，热流峰值的位置也逐渐向翼尖靠近。另外，机翼折叠也会导致前缘热流增长对攻角的变化更加敏感。随着攻角增大，热流涨幅也会提高。

由图15和16可见，通过等温（300 K）壁面与绝热壁面条件分别获取了Ma 5、α=4°时机翼表面的热流密度分布与温度分布情况，与典型模态气动热特性分析的结论保持一致，在相同的飞行条件下前缘迎风处的气动加热现象最为明显，从前缘处开始热流密度与温度都沿流向逐渐降低，而机翼折叠角越大，高温/高热流密度区域范围也更大，机翼折叠加剧机翼表面尤其是前缘附近的气动加热现象，这也造成了后续结构传热分析的载荷差异。

在获取飞行表面气动热参数后，通过公式来计算对流换热系数，将气动热载荷加载到机翼结构表面，经过结构传热分析获得结构温度分布如图17所示，3种机翼构型状态下结构温度峰值分别为0°折叠角时830.6 ℃，45°折叠角时876.6 ℃，90°折叠角时889.1 ℃，温度峰值的差异主要来自气动热载荷，折叠较大时温度更高，且温度峰值都处于结构外层前缘位置。

结构表面的隔热材料具有导热率较小而比热较高的属性特征，能够吸收大部分热量进而对机翼内部结构进行有效保护，在现有的气动载荷条件下结构温度最高值为机翼呈90°折叠角时的889.1 ℃，通过文献[ [20]  闫然. 高超声速机翼热结构设计方法研究[D]. 南京: 南京航空航天大学, 2019.YAN Ran. Research on the design method of hypersonic wing thermal structure[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2019.
20 ]中的数据可知本节选用的隔热材料能够承受的最高温度在1300 ℃以上。因此可以获得如下结论，在高超声速的飞行状态下，机翼折叠所引起的前缘气动加热现象更加剧烈，折叠角增大而带来的结构温度升高幅度较小，机翼前缘等防热重点区域可以通过选用隔热材料来消除机翼折叠给结构防热带来的负面影响。

通过在流场分析时获得的结论可知，机翼折叠会影响机翼下表面高压气流的流动状态，图18给出了机翼蒙皮下表面的温度分布，可见由于隔热材料的吸热属性，蒙皮温度要明显低于隔热层的温度，最高温度随着折叠角度的增大不断升高，在0°与45°时最高温度分别为123.67 ℃和166.62 ℃，最高温度位于翼尖，机翼折叠增大机翼的热载荷。当机翼折叠角为90°时，翼尖温度仍在上升但高压气流聚集于机翼内侧且影响下表面的热载荷，此时最高温度位置位于下表面机翼折角处，最高温度为252.04 ℃，虽然最高温度随着折叠角增大而升高，但仍能够满足蒙皮材料的许用温度。

在获得结构温度分布后，继续将结构温度分布与表面压力分布共同作为结构载荷进行结构响应分析，流场求解的压力分布通过流场坐标与参数对应的方式对机翼表面进行加载，而结构传热分析与结构力/热响应分析将共用一套有限元网格，通过节点温度进行数据传递。图19展示了机翼的气动压力载荷情况，在气动压力与结构温度的共同作用下获取的结构响应如图20所示，根据气动压力载荷的分布情况可以看出，机翼折叠会引起下机翼下表面及附近流场的压力变化，通过机翼下表面的应力分布云图可以看出最大应力在0°折叠角时为120.4 MPa，在45°折叠角时为244.8 MPa，在90°折叠角时为506.1 MPa，机翼折叠角的增大会引起结构应力峰值的增大。

由图20可见，机翼的最大应力位置随折叠角度变化而改变，在0°和45°折叠角时，最大应力集中在翼尖处，随着折叠角度增大，最大应力的位置向机翼下表面转角附近移动，最大应力为506.1 MPa。最大应力的变化与气动载荷的分布规律一致，随着折叠角度增大，高压气流聚集在机翼下表面与外翼内侧之间，最大应力小于钛合金材料800 MPa的许用应力^{[ [21]  CASTELLANI M, COOPER J E, LEMMENS Y. Nonlinear static aeroelasticity of high-aspect-ratio-wing aircraft by finite element and multibody methods[J]. Journal of Aircraft, 2017, 54(2): 548-560.
21 ]}。另外，图21给出了结构变形的分析结果，受结构自身抵抗变形能力和气动载荷分布变化影响，机翼结构变形位移随折叠角增大先减小后增大，最大变形位移为90°折叠角时6.80 mm。

本文针对高超声速变体飞行器机翼在典型折叠模态下的气动热与结构响应特性开展了研究。结果表明，机翼折叠会显著加剧前缘区域的气动加热，尤其在大攻角条件下，90°折叠状态下的翼尖前缘热流密度增幅为516 kW/m²，明显高于平直状态的增幅334 kW/m²。结构传热分析显示，隔热层有效抑制了内部温度上升，最高结构温度为889.1 ℃，仍满足材料耐热要求。在气动力/热耦合载荷作用下，最大应力为506.1 MPa，应力随折叠角增大而升高，且位置由翼尖向机翼下表面转移；翼尖变形位移因几何刚度与载荷变化的共同作用呈现先减小后增大的趋势。所有关键指标都在材料许用范围内，初步验证了该变形构型的可行性。后续工作将考虑连续变形过程中的非定常效应、高温下材料非线性行为及流-热-固双向耦合机制，以提升分析精度。