李宏文，李文兵，柴華偉

(1.晉西工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司, 太原 030027； 2.江蘇理工學(xué)院 機(jī)械工程學(xué)院， 江蘇 常州 213001)

【航天工程】

某火箭尾翼氣動(dòng)熱燒蝕研究及其防護(hù)措施

李宏文1，李文兵1，柴華偉2

(1.晉西工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司, 太原 030027； 2.江蘇理工學(xué)院 機(jī)械工程學(xué)院， 江蘇 常州 213001)

為了研究氣動(dòng)熱對(duì)尾翼結(jié)構(gòu)的影響，提高尾翼的承載特性，針對(duì)某產(chǎn)品尾翼氣動(dòng)熱燒蝕問(wèn)題，分析了燒蝕殘留物的宏觀特征和金相組織，探尋材料在氣動(dòng)熱載荷下的失效機(jī)制。采用有限元方法對(duì)尾翼進(jìn)行三維溫度響應(yīng)的計(jì)算，得到尾翼不同海拔下承載的溫度分布，確定了對(duì)前緣部位重點(diǎn)防護(hù)的原則。由結(jié)構(gòu)、涂層工藝優(yōu)化入手，通過(guò)地面燒蝕試驗(yàn)驗(yàn)證，確立了低成本復(fù)合涂層為尾翼熱防護(hù)方案，并經(jīng)飛行實(shí)踐驗(yàn)證了其有效性。

尾翼；氣動(dòng)熱燒蝕；有限元；復(fù)合涂層

野戰(zhàn)火箭在向遠(yuǎn)程化、高精度等方向發(fā)展。隨著彈箭速度的不斷提高，對(duì)常規(guī)兵器的熱防護(hù)研究彰顯其重要性和迫切性。氣動(dòng)熱問(wèn)題關(guān)系到彈箭的生存能力和戰(zhàn)術(shù)性能，它不僅直接涉及到防熱層的燒蝕，而且會(huì)引起飛行姿態(tài)異常等物理現(xiàn)象[1]。當(dāng)前，彈箭大多采用薄壁平板翼，在高超聲速飛行時(shí)，尾翼前緣經(jīng)劇烈的氣動(dòng)加熱，極易發(fā)生燒蝕。不同于航天飛行器，常規(guī)兵器的氣動(dòng)布局與氣動(dòng)特性有其自身特點(diǎn)。彈箭產(chǎn)品屬于單次消耗品，一般要求免維修，采購(gòu)方便，造價(jià)低廉，工藝成熟且適合量產(chǎn)。這就給尾翼的設(shè)計(jì)、制造及相關(guān)的性能測(cè)試提出新的要求。尋找一種可靠性和效費(fèi)比高的、適合野戰(zhàn)火箭尾翼使用的低成本熱防護(hù)涂層符合工程實(shí)際應(yīng)用的需求。

目前，國(guó)內(nèi)對(duì)高超聲速?gòu)椧砘蛭惨頍g的數(shù)值模擬已取得一些成果，如文獻(xiàn)[1]數(shù)值模擬了尾翼在高聲速下的三維流場(chǎng)，得到尾翼氣動(dòng)特性參數(shù)；文獻(xiàn)[2]將彈翼的流場(chǎng)、溫度場(chǎng)和燒蝕耦合在一起進(jìn)行了計(jì)算，兩者均是從數(shù)值仿真的角度去研究燒蝕。本文從工程應(yīng)用的角度出發(fā)，由某產(chǎn)品飛行故障出現(xiàn)的燒蝕現(xiàn)象入手，由表及里，在深入分析雷達(dá)圖譜和試驗(yàn)殘骸的基礎(chǔ)上，探尋失效機(jī)理，采用有限元方法對(duì)尾翼進(jìn)行了三維溫度響應(yīng)的計(jì)算分析，結(jié)合工藝改進(jìn)做了大量的地面驗(yàn)證試驗(yàn)來(lái)考核尾翼燒蝕性能，并采取相應(yīng)技術(shù)手段解決了尾翼的熱防護(hù)問(wèn)題。

1 尾翼燒蝕現(xiàn)象及失效機(jī)理

某產(chǎn)品以36°射角作小射程飛行時(shí)，飛行狀態(tài)異常，彈體以非設(shè)計(jì)狀態(tài)彈道完成飛行，實(shí)際落點(diǎn)與理論落點(diǎn)偏差較大。監(jiān)控雷達(dá)圖像上顯示彈體速度快速衰減，在20s和40s時(shí)刻均有物體從彈上分離，見(jiàn)圖1。

圖1 某產(chǎn)品飛行試驗(yàn)雷達(dá)測(cè)試的速度圖(局部)

由圖1可見(jiàn)，掉落的物體對(duì)火箭飛行速度和彈道變化影響較大，根據(jù)氣動(dòng)力分析，尾翼作為火箭彈的主要升力面，如果脫落會(huì)引起彈體氣動(dòng)特性、彈體姿態(tài)發(fā)生變化，阻力增大，導(dǎo)致飛行速度下降。故認(rèn)為尾翼脫落的可能性較大。

飛行試驗(yàn)結(jié)束后，在落區(qū)發(fā)現(xiàn)了尾翼殘骸，用優(yōu)質(zhì)碳素結(jié)構(gòu)鋼制造的尾翼存在明顯的氣動(dòng)熱燒蝕現(xiàn)象，且燒蝕面積較大，約為完整尾翼面積的1/4，截面光滑且有明顯熔化痕跡。

1) 宏觀分析

尾翼殘骸表面保持較好的光潔度及金屬光澤，只有燒蝕斷口部位邊緣呈深灰色，具有高溫氧化傾向。燒蝕部位斷口宏觀特征見(jiàn)圖2，兩側(cè)均殘留熔融金屬，斷面上存在一定的波紋，根據(jù)金屬熔融痕跡判斷燒蝕具有一定的方向性，而且高溫氣流流速很大。

圖2 殘骸燒蝕部位斷口宏觀特征(局部)

2) 微觀分析

沿?cái)嗫谥卸吻腥〗鹣嘣嚇?，觀察垂直燒蝕面，分析組織變化，進(jìn)而推斷熱影響區(qū)域。分析結(jié)果：燒蝕面組織粗大，存在魏氏體組織，具有明顯的過(guò)熱傾向，局部還存在脫碳現(xiàn)象，推測(cè)溫度在950 ℃～1 100 ℃之間，參見(jiàn)圖3。沿邊緣向里，組織過(guò)熱傾向減少，組織表現(xiàn)為混晶，再到細(xì)晶區(qū)，然后到正常區(qū)域。

3) 失效分析

在嚴(yán)酷的氣動(dòng)熱燒蝕下，缺乏熱防護(hù)的金屬尾翼發(fā)生變形、消融，嚴(yán)重影響了彈丸的外彈道特性。國(guó)內(nèi)外大量試驗(yàn)結(jié)果表明，鋼材在高溫下表現(xiàn)出強(qiáng)度隨溫度升高有逐漸降低的趨勢(shì)，但降低幅度各有區(qū)別。普通低碳鋼溫度在250 ℃～300 ℃時(shí)，抗拉強(qiáng)度達(dá)到最大值(由于藍(lán)脆現(xiàn)象引起)，超過(guò)350 ℃時(shí)，強(qiáng)度開(kāi)始大幅度下降，在350 ℃時(shí)約為常溫的1/2，600 ℃時(shí)約為常溫的1/3,當(dāng)達(dá)到800 ℃時(shí)，鋼材強(qiáng)度一般不足常溫下強(qiáng)度的1/10。以上為低碳鋼結(jié)構(gòu)件承受靜載荷時(shí)隨溫升的強(qiáng)度衰減。

趙麗等[3]對(duì)45鋼高溫拉伸性能進(jìn)行了試驗(yàn)研究，指出 45鋼在600 ℃～750 ℃范圍內(nèi)的高溫拉伸力學(xué)性能隨溫度升高而下降；恒載升溫試驗(yàn)下，300℃之前應(yīng)變變化比較平緩，300℃以后呈指數(shù)型逐漸增大，550℃左右急劇增大至頸縮。

圖3 斷口邊緣及附近金相組織

本文中，尾翼材料采用了45鋼，前期無(wú)熱防護(hù)措施，小射角飛行時(shí)，在高速氣流沖刷下，尾翼表面溫度快速上升，并達(dá)到了一定數(shù)值(約1200℃左右，未達(dá)熔點(diǎn))。此時(shí)，材料強(qiáng)度損失殆盡，已經(jīng)發(fā)酥、軟化，局部發(fā)生劇烈的氧化；在高速氣流持續(xù)沖擊下，承載嚴(yán)酷的前緣部位迎著氣流來(lái)流方向不斷地被局部剝離、脫落，尾翼的形狀也相應(yīng)地在不斷變化；隨著飛行時(shí)間的增加，這種剝蝕形為持續(xù)進(jìn)行，尾翼前緣逐漸燒蝕褪縮，導(dǎo)致了飛行阻力的急劇增加及飛行的不穩(wěn)定性。

故尾翼的燒蝕不是簡(jiǎn)單的熱蝕，它涉及了多門(mén)學(xué)科，集中了熱化學(xué)腐蝕、機(jī)械剝蝕、粒子沖刷和熱應(yīng)力破壞，是上述因素綜合作用的結(jié)果。

2 計(jì)算與仿真[4-6]

2.1 三維熱傳導(dǎo)基本方程的數(shù)值離散及求解

描述固體瞬態(tài)傳熱行為的微分方程及其邊界條件、初始條件在三維情形下表述如下：

(1)

在空間域采用伽遼金加權(quán)余數(shù)形式的有限元法來(lái)實(shí)現(xiàn)對(duì)微分方程(1)的離散，而在時(shí)間域則采用某種形式的差分離散。離散的目的在于把無(wú)限自由度問(wèn)題轉(zhuǎn)化為有限自由度問(wèn)題，即將對(duì)微分方程的求解變?yōu)閷?duì)代數(shù)方程的求解，最終得到方程在離散點(diǎn)上的數(shù)值解。

令求解域?yàn)棣福溥吔鐬棣?，將此空間域劃分為Ne個(gè)4面體單元，每個(gè)單元包含4個(gè)結(jié)點(diǎn)，結(jié)點(diǎn)總數(shù)是Np。對(duì)方程(2-1)的數(shù)值模擬將獲得每一時(shí)刻N(yùn)p個(gè)結(jié)點(diǎn)上的溫度值。在求解域里，權(quán)函數(shù)把結(jié)點(diǎn)值(包括溫度和坐標(biāo))和除結(jié)點(diǎn)以外的任意點(diǎn)的值聯(lián)系起來(lái)。即

T=φjTjx=φjxj

(2)

將式(1)在全域加權(quán)積分：

方程(1)最終離散為：

(3)

在時(shí)間方向，對(duì)式(3)進(jìn)行差分離散：

(4)

(5)

將以上兩式相加，得到：

[A+BθΔt]Tn+1=PΔt+[A-B(1-θ)Δt]Tn

(6)

其中θ=2/3。

若令

K=[A+BθΔt]

Q=PΔt+[A-B(1-θ)Δt]Tn

則式(6)可以寫(xiě)做

KTn+1=Q

(7)

因?yàn)锳和B都是Np×Np階對(duì)稱正定矩陣，所以K也是Np×Np對(duì)稱正定矩陣，分析表明，矩陣K同時(shí)也是稀疏矩陣，Q為Np行的列向量。

式(7)可寫(xiě)作Ax=b的線性代數(shù)方程組，運(yùn)用共軛梯度法即可求解該方程組。

2.2 計(jì)算與結(jié)果分析

氣動(dòng)熱的產(chǎn)生與諸多因素有關(guān)，如彈體外形與姿態(tài)、飛行速度與高度、空氣密度與粘度、熱交換系數(shù)等參數(shù)，產(chǎn)生過(guò)程較為復(fù)雜。根據(jù)理論計(jì)算與雷達(dá)追蹤測(cè)速，該火箭飛行的最大速度約為5個(gè)馬赫數(shù)，甚至更高(≥1 700 m/s)，已屬高超聲速范疇。

本節(jié)采用數(shù)值模擬方法對(duì)尾翼的熱環(huán)境進(jìn)行計(jì)算，采用有限元方法對(duì)尾翼部位進(jìn)行三維溫度響應(yīng)的計(jì)算分析。具體將尾翼從彈身剝離，火箭不同海拔下彈道解算所得速度分布、壓力分布等參數(shù)，經(jīng)熱環(huán)境計(jì)算后離散加載到有限元模型，得到尾翼特征點(diǎn)的溫度響應(yīng)。

計(jì)算彈道包括36°：射角情況下0 m、1 400 m、4 000 m三種海拔高度，均為火箭發(fā)射時(shí)的海拔。尾翼的三維模型及特征點(diǎn)分布見(jiàn)圖4。模型其它參數(shù)，密度為7.8 g/cm3,熱傳導(dǎo)率47 W/(m·K)，比熱容0.49 kJ/(kg·K)。

該產(chǎn)品小射角為36°，彈道扁平，彈道高較小，約為12 km，彈體全彈道飛行過(guò)程正處于稠密的大氣層(對(duì)流層)中，停留時(shí)間較長(zhǎng)。經(jīng)前期氣動(dòng)熱仿真計(jì)算表明：小射程時(shí)全彈道的動(dòng)壓和彈體表面的熱流密度較大(尤其到主動(dòng)段末，小射角熱流密度峰值約是大射角的1.2～1.4倍，達(dá)到約50 000 kW/m2)。氣動(dòng)熱程度與動(dòng)壓成正比例關(guān)系。如小射角時(shí)尾翼能滿足氣動(dòng)熱要求，大射角時(shí)亦能滿足，故研究尾翼小射角時(shí)的氣動(dòng)熱更具有代表性。

圖4 尾翼特征點(diǎn)分布及計(jì)算模型

圖5給出0 m、1 400 m、4 000 m海拔下，尾翼溫度隨時(shí)間的變化曲線。圖6給出對(duì)應(yīng)海拔下各個(gè)峰值時(shí)刻尾翼的溫度分布云圖。從圖中可以看出，尾翼前緣溫度最高。0 m海拔下，溫度峰值出現(xiàn)在22.3秒左右，約為1 070 ℃； 1 400 m海拔下，溫度峰值出現(xiàn)在22.7 s左右，約為1 070 ℃；4 000 m海拔下，溫度峰值出現(xiàn)在22.1 s左右，約為1 200 ℃。對(duì)不同彈道條件下火箭尾翼進(jìn)行了氣動(dòng)熱環(huán)境計(jì)算和結(jié)構(gòu)溫度響應(yīng)計(jì)算，得到以下結(jié)果：不同海拔高度對(duì)結(jié)構(gòu)溫度存在影響，其中4 000 m海拔結(jié)構(gòu)溫度最高。尾翼前緣溫度為1 100 ℃～1 200 ℃，超出一般金屬的溫度耐受范圍, 但其高溫區(qū)域范圍較??；大面積溫度為800 ℃～900 ℃。不同彈道間表面氣動(dòng)載荷差異較大，金屬結(jié)構(gòu)件在低溫時(shí)安全的氣動(dòng)載荷在高溫情況下可能對(duì)結(jié)構(gòu)產(chǎn)生破壞。尾翼前緣在各種海拔的飛行條件下所處的環(huán)境最為惡劣，對(duì)尾翼前緣部位的氣動(dòng)熱防護(hù)是火箭整體熱防護(hù)工程中的重點(diǎn)。

圖5 不同海拔下，特征點(diǎn)溫度隨時(shí)間的變化曲線

圖6 峰值時(shí)刻對(duì)應(yīng)尾翼溫度云圖

3 應(yīng)對(duì)措施與燒蝕性能考核

針對(duì)計(jì)算仿真結(jié)果，結(jié)合試驗(yàn)回收殘骸，從設(shè)計(jì)、工藝、測(cè)試的角度開(kāi)展抗燒蝕新尾翼研制工作，根據(jù)熱防護(hù)機(jī)理，結(jié)構(gòu)上對(duì)應(yīng)采取相關(guān)應(yīng)對(duì)措施，嚴(yán)格進(jìn)行燒蝕性能考核和飛行驗(yàn)證。

3.1 應(yīng)對(duì)措施

1) 結(jié)構(gòu)優(yōu)化

尾翼為可折疊的平板翼，在尾翼的前緣后掠角、展弦比、根梢比等參數(shù)已經(jīng)確定，剛度、強(qiáng)度也能滿足要求的前提下，為了防止激波的產(chǎn)生，尾翼采用圓角過(guò)渡。尤其在前緣燒蝕嚴(yán)重部位，采用了大圓角過(guò)渡，迎風(fēng)面與尾翼大平面倒大斜角。為了增強(qiáng)尾翼的剛度，翼身采用了變壁厚設(shè)計(jì)，整體呈流線型設(shè)計(jì)。

2) 工藝優(yōu)化

在滿足產(chǎn)品使用要求的前提下，結(jié)合經(jīng)濟(jì)性，鋼質(zhì)尾翼采取了低成本的復(fù)合涂層。遵循重點(diǎn)部位重點(diǎn)防御的原則，重點(diǎn)部位使用了隔熱效果較好的ZrO2熱障涂層，次重要部位使用了低成本隔熱涂層，高低搭配使用，取代昂貴的整體熱障涂層，減少貴金屬和戰(zhàn)略材料的使用。

尾翼前緣部分噴涂熱障涂層，毗鄰的大平面噴涂有機(jī)消融層，支耳部位防腐處理，結(jié)構(gòu)示意圖為圖7。

涂層制作順序：Ⅰ區(qū)熱障涂層→Ⅱ、Ⅲ區(qū)的防腐涂層→Ⅱ區(qū)有機(jī)涂層。工藝流程簡(jiǎn)圖見(jiàn)圖8。

Ⅰ—前緣區(qū); Ⅱ—大平面; Ⅲ—支耳區(qū)

圖8 復(fù)合涂層制作工藝流程簡(jiǎn)圖

以上流程圖未將檢驗(yàn)列入，實(shí)際生產(chǎn)中，需要控制的工序及關(guān)鍵工序都應(yīng)及時(shí)檢驗(yàn)，批生產(chǎn)零件前還應(yīng)編制詳細(xì)的工藝規(guī)程。等離子噴涂熱障涂層、防腐涂層和有機(jī)涂層都是當(dāng)前應(yīng)用廣泛、相對(duì)成熟的表面處理技術(shù)，都有各自的作業(yè)規(guī)范和行業(yè)標(biāo)準(zhǔn)，重點(diǎn)是非噴涂區(qū)域的保護(hù)和存在工藝交集部分的處理。為了保證復(fù)合涂層質(zhì)量，需對(duì)材料和人員、設(shè)備及維護(hù)、制造過(guò)程和工藝等進(jìn)行控制。

3.2 燒蝕性能考核

目前考核在高速氣流沖刷下尾翼的抗燒蝕、耐沖刷性能的方法主要有兩種。

方法1：局部燒蝕，屬于離散燒蝕，典型的是氧乙炔焰試驗(yàn)。該方法針對(duì)尾翼重點(diǎn)部位特殊區(qū)域在特定溫度下的燒蝕方法[7]，具體將O2與C2H2按1∶1配比調(diào)整成中性焰流，待熱源穩(wěn)定并經(jīng)熱電偶溫度標(biāo)定后用于沖蝕試驗(yàn)。一般可取尾翼承受的最高溫度和持續(xù)時(shí)間進(jìn)行耐蝕性考核，試驗(yàn)設(shè)備布局和沖蝕示意圖參見(jiàn)圖9、圖10。

圖9 設(shè)備布局圖

圖10 沖蝕部位示意圖

方法2：整體燒蝕，屬于連續(xù)燒蝕，典型的是電弧風(fēng)洞試驗(yàn)[8]。該方法采用超聲速自由射流駐點(diǎn)燒蝕試驗(yàn)技術(shù)，可以提供較大的參數(shù)模擬范圍，模擬尾翼在全彈道飛行的各個(gè)階段經(jīng)受的氣動(dòng)參數(shù)，主要是氣流總焓HO、駐點(diǎn)壓力Ps隨時(shí)間的變化。提前設(shè)定所需參數(shù)，在燒蝕試驗(yàn)臺(tái)完成全過(guò)程連續(xù)加載試驗(yàn)。風(fēng)洞試驗(yàn)和模型沖蝕示意圖見(jiàn)圖11、圖12。

圖11 風(fēng)洞試驗(yàn)示意圖

圖12 試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜎_蝕示意圖

產(chǎn)品研制前期可選方法1，適合設(shè)計(jì)驗(yàn)證，原因分析，成本較高；產(chǎn)品研制后期可選方法2，技術(shù)狀態(tài)固化后，適合產(chǎn)品質(zhì)量一致性檢驗(yàn)，成本低廉。兩種方法均是對(duì)涂層的耐燒蝕性能的有效考核方法。

不論采用那種方法，在燒蝕試驗(yàn)結(jié)束后，試件先空冷一段時(shí)間，然后檢查被試品燒蝕情況。尾翼或模型整體結(jié)構(gòu)、表面狀況保持完好，熱防護(hù)涂層無(wú)破損、剝落、裂紋等現(xiàn)象，涂層與金屬基底結(jié)合良好，說(shuō)明涂層能滿足設(shè)計(jì)要求。

4 結(jié)論

1) 火箭尾翼因氣動(dòng)布局和飛行速度的差異，不同產(chǎn)品出現(xiàn)不同的燒蝕現(xiàn)象，而同一產(chǎn)品在各種海拔下也存在不同的溫度響應(yīng)。易發(fā)生彈道燒蝕的臨界時(shí)刻極短，總體設(shè)計(jì)可通過(guò)優(yōu)化彈道來(lái)降低動(dòng)壓最大值，盡量避開(kāi)彈道嚴(yán)酷點(diǎn)。

2) 尾翼設(shè)計(jì)時(shí)，須充分考慮不同彈道條件下的氣動(dòng)特性和最嚴(yán)酷的承載環(huán)境，留夠設(shè)計(jì)裕量。熱防護(hù)措施須結(jié)合產(chǎn)品特點(diǎn)和工程應(yīng)用進(jìn)行選擇，復(fù)合涂層是較為經(jīng)濟(jì)的方案，而工藝控制是關(guān)鍵。

3) 火箭采用鴨式布局時(shí)，因舵翼安裝在彈體前部，相同飛行條件下經(jīng)受的氣動(dòng)熱會(huì)比尾翼更嚴(yán)酷，燒蝕性能考核時(shí)邊界條件應(yīng)加以區(qū)別。

4) 經(jīng)過(guò)地面試驗(yàn)的充分驗(yàn)證，固化尾翼的技術(shù)狀態(tài)并試制了小批量尾翼用于某產(chǎn)品后續(xù)的小射角驗(yàn)證飛行試驗(yàn)。產(chǎn)品飛行正常，并按預(yù)定彈道抵達(dá)目的地，從雷達(dá)測(cè)速圖未再發(fā)現(xiàn)可疑物體的掉落，證明采取的熱防護(hù)措施合理、可行。

[1] 齊玉文.高超聲速?gòu)椉惨?彈翼)的氣動(dòng)力與氣動(dòng)熱研究[D].南京：南京理工大學(xué)，2008.

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StudyonaRocketEmpennageAblationinAerodynamicHeatingandProtectiveMeasures

LI Hongwen1， LI Wenbing1， CHAI Huawei2

(1.Jinxi Industry Group Co., Ltd.，Taiyuan 030027， China；2.School of Mechanical Engineering, Jiangsu University of Technology, Changzhou 213001， China)

When a rocket is flying at low altitude with high Maher number, due to aerodynamic loads, The empennage and other components will not only deform, erosion occurs seriously. In order to study the influence of aerodynamic heat on the empennage structure, improve the bearing capacity of the tail, to the empennage aerodynamic thermal ablation of a rocket product, this paper analyses the macro characteristics and micro structure of the ablation residues, explores the failure mechanism of the empennage’s material under aerodynamic thermal load. The finite element method is used to conduct the temperature response calculation of three dimensional structure of the empennage, temperature distribution of tail bearing at different altitudes was obtained. The principle of protecting the leading edge of the leading edge is determined. After structure and coating process optimization, verification is carried out through ground ablation test. The low cost composite coating is confirmed as the final solution for thermal protection of empennage, and its effectiveness is verified by fight. Research has shown that appropriate thermal protection measure is very important in addition to trajectory optimization and aerodynamic configuration.

empennage; aerodynamic thermal ablation; finite element method; composite coating

2017-09-22；

2017-10-09

李宏文(1968—)，男，研究員級(jí)高級(jí)工程師，主要從事武器系統(tǒng)總體技術(shù)研究。

李文兵(1980—)，男，高級(jí)工程師，主要從事兵器發(fā)射理論與技術(shù)研究，E-mail：lwb607@163.com。

10.11809/scbgxb2017.12.045

本文引用格式：李宏文，李文兵，柴華偉.某火箭尾翼氣動(dòng)熱燒蝕研究及其防護(hù)措施[J].兵器裝備工程學(xué)報(bào)，2017(12):201-206.

formatLI Hongwen， LI Wenbing， CHAI Huawei.Study on a Rocket Empennage Ablation in Aerodynamic Heating and Protective Measures[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2017(12):201-206.

TJ7

A

2096-2304(2017)12-0201-06

(責(zé)任編輯楊繼森)