● 摘要
高超声速飞行器气动加热问题是制约高超声速飞行器发展的瓶颈问题。随着高超声速飞行器的发展，飞行器的外形越来越复杂，对气动加热的精确预测能力提出了越来越高的要求。相对于其他气动热预测方法，计算流体力学 ( Computional Fluid Dynamic ) 技术具有经济性与有效性，并且在当前的条件下具有明显优势。而高超声速飞行器气动热的精确预测是CFD最具挑战性的难题之一。在CFD方法中，物理模型、数值格式、计算网格、收敛过程、热流后处理等与热流的精确预测密切相关，这些多重因素的交错影响导致了热流计算的复杂性。因此探索这些因素对热流计算的影响规律，研究典型高超声速飞行器的气动加热问题，具有非常重要的工程应用价值。
本文主要的工作是细致研究网格特性、空间离散格式、湍流模型等对热流计算的影响规律，得出适合高超声速飞行器气动热计算的网格尺度及计算方法；将得到的方法应用于吸气式高超声速飞行器的控制舵部件以及典型有翼再入式高超声速飞行器，研究飞行器飞行中的气动加热情况。
论文首先介绍了气动热的发展历程及本文所使用的计算方法。其次开展了大量数值试验，研究网格网格雷诺数、弓形激波位置网格加密以及网格正交特性对热流计算的影响特性；并研究当前流行的高超声速CFD空间离散格式以及限制器(Limiter)对热流的模拟能力，以及当前流行的四种湍流模型对热流精度的影响。研究结果表明：高超声速来流下，两类发展成熟的迎风格式Roe和AUSM系列格式对热流有较好的模拟能力；minmod Limiter和van Albada Limiter表现出较优秀的性能；网格对热流影响巨大，应该满足基本的网格雷诺数小于10的要求，不同计算格式对网格有不同的要求；两方程SST湍流模型对热流具有较好的计算精度。
对于一般的吸气式高超声速飞行器，控制舵部位气动加热非常严峻，流态效应以及激波/边界层干扰对热流的影响很重要。本文研究了高超声速来流条件下，平板钝舵模型的气动加热情况，以及舵缝隙对钝舵模型和舵轴的热流影响。研究结果表明：后掠角对控制舵部位驻点热流有较大的影响，且热流峰值随后掠角呈现先增后减的变化趋势；而舵缝隙流动中，舵轴高度对热流有较大影响，主流气流是否进入舵缝隙是流动的主要特征，并且舵轴较高时，主流进入舵缝隙会严重增加舵轴热流。
对于再入式高超声速飞行器，本文进行了HYFLEX飞行器在再入过程的计算模拟，分析了再入弹道中高空、高速、大攻角等极端飞行状态下飞行器气动力系数、气动热环境。研究结果表明：再入过程中HYFLEX的热环境主要受马赫数、雷诺数以及飞行攻角的影响。