1、本論文進(jìn)行基于流線跟蹤法的高超聲速飛行器氣動(dòng)熱的計(jì)算與分析。基于普朗特的邊界層理論，將流場(chǎng)分為邊界層外的無(wú)粘流場(chǎng)和邊界層內(nèi)粘性主導(dǎo)的區(qū)域。用CFD方法求解無(wú)粘流場(chǎng)得到氣流邊界層外緣參數(shù)，用表面流函數(shù)的方法得到流線的精確分布；在理論與半經(jīng)驗(yàn)公式的基礎(chǔ)上進(jìn)行高超聲速氣動(dòng)熱的計(jì)算。 首先，對(duì)國(guó)內(nèi)外發(fā)展的各種高超聲速氣動(dòng)熱的數(shù)值計(jì)算方法與工程算法進(jìn)行了系統(tǒng)的分析、歸類和比較，明確各種方法的原理、適用范圍、精確度與不足之處等。 本

2、文運(yùn)用了表面流函數(shù)的概念，并通過(guò)理論推導(dǎo)，得到了表面流函數(shù)與表面流線的關(guān)系；然后運(yùn)用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格求解三維Euler方程，計(jì)算得到高超聲速飛行器的邊界層外緣無(wú)粘流場(chǎng)氣流參數(shù)；最后利用無(wú)粘流場(chǎng)氣流參數(shù)和表面流函數(shù)的方法計(jì)算了高超聲速飛行器的精確表面流線分布。計(jì)算結(jié)果表明，在有攻角和無(wú)攻角的情況下均可以得到較好的結(jié)果，為進(jìn)一步精確預(yù)測(cè)高超聲速飛行器表面的氣動(dòng)加熱奠定了基礎(chǔ)。 在邊界層內(nèi)部，基于已有的流線分布，在小橫向流近似和高冷壁假設(shè)下

3、，采用相似性方法、參考焓方法、局部相似性等方法來(lái)確定飛行器表面的氣動(dòng)加熱。通過(guò)對(duì)有詳盡實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的鈍雙錐模型的計(jì)算，結(jié)果與經(jīng)典的熱流公式和實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比，證明本方法具有一定的精度，適用于高超聲速飛行器概念研究和初步設(shè)計(jì)階段。 本文的工作實(shí)現(xiàn)了數(shù)值計(jì)算與工程方法的耦合，采用這種方法計(jì)算表面熱流分布, 既克服了純工程算法難以求解復(fù)雜外形物面參數(shù)的缺點(diǎn)，計(jì)算量又小于純數(shù)值算法，具有一定的工程實(shí)用價(jià)值，為熱環(huán)境的預(yù)測(cè)提供了依據(jù)，可以作為