● 摘要
高速飞行器设计中的一个重点问题是飞行器表面的气动加热问题，它对飞行器的气动特性及安全性有重要的影响。受到当前实验技术的限制，地面试验设备还无法准确模拟所有的真实飞行条件，所以采用数值模拟方法解决气动加热问题成为目前重要的研究手段。工程估算方法由于其高效率并具有一定的计算精度，在飞行器初步设计阶段发挥着很重要的作用；数值模拟方法对于三维复杂外形的流场计算能细致描述局部或总体的流场信息。本文首先给出高超声速流动的控制方程和数值求解算法，讨论了热流计算对法向网格尺寸的要求。其次对气动热工程估算方法的各个公式进行了总结，针对量热完全气体和具有真实气体效应的来流给出各自相适应的热流工程估算方法；并通过高超声速球头和钝锥及双钝锥等算例验证了数值模拟及工程估算对气动热计算的可靠性、准确性，结果与实验数据吻合良好。然后对典型的高超声速飞行器外形——乘波体进行了研究，设计锥导乘波体外形，对其前缘钝化并开展了数值计算，计算结果产生的高升阻比达到设计要求。最后，本文将锥导乘波体外形应用到生成了类X-51A高超声速飞行器的建模中，完成全机网格的生成，得到零攻角下，无舵偏和有舵偏两种工况下的流场信息，并对前体开展了气动热计算，为日后的工作奠定了基础。