航天飞机高速飞行中表面凹槽局部热分布及力分布决定表面材料及结构设计的选取。本文针对航天飞机表面凹槽对流动与气动热特性的影响进行了数值模拟研究,为表面材料及结构设计提供参考,进而改善凹槽表面流动及气动热特性。　　 本文分别建立了表面凹槽的二维与三维计算模型,研究不同来流条件,凹槽结构几何参数,壁面条件对凹槽表面热流密度,压力与剪切力的影响。给出了流态及热流密度,压力和剪切力的分布。　　 首先数值模拟了二维凹槽表面流动与热分布,研究了马赫数(7、6、5、4)、攻角(10°、5°、0°、-5°、10°)、宽度(0.5mm、1mm、2mm)、深度(15mm、25mm、30mm)、前缘长度(150mm、300mm)、凹槽个数(2、3)、壁面条件(等温、绝热)等对表面参数(压力、热流密度、剪切力)的影响。结果表明:凹槽迎风台阶处压力、热流密度与剪切力值随着马赫数及宽度增大而增加,而随着攻角的增大而减小。迎风台阶处压力、热流密度与剪切力值不随凹槽深度及前缘长度的变化而变化。沿流动方向下游凹槽个数增多,对上游凹槽表面压力、热流密度与剪切力值无影响。壁面为绝热条件时表面压力与剪切力比等温条件时大,因此对材料的耐力物性要求高。马赫数为7时,压力的数量级为103pa,热流密度的数量级为105W／m2,剪切力的数量级在102N,为表面材料选取提供依据。　　 随后,在对二维凹槽模拟研究的基础上,建立凹槽的三维模型。并数值模拟了该三维模型在典型来流条件下,凹槽内的流动与气动热特征；选定结构板块,分析在板块不同方向上压力、热流密度与剪切力的分布规律。结果表明:在侧滑角为0°条件下,板块左右方向分布具有对称性。取一侧凹槽边缘线为研究对象,研究在此方向上马赫数(7.1、6.1、5.1、4.1)、攻角(10°、5°、-5°、-10°)、侧滑角(10°、20°、30°、40°)对压力、热流密度与剪切力的影响。模拟结果表明,表面压力、热流密度与剪切力值随着Ma数的增大而增大,但随着攻角与侧滑角的增加而减小。并且在侧滑角不为0°条件下,板块左右方向上对称性减弱。通过对比发现,三维模型与二维模型在凹槽间平板上各参数值相近,而在凹槽迎风台阶处,三维模型参数计算结果大于二维模型的结果,三维模型迎风台阶处多方向上流动的交汇可能是造成该差异的主要原因。　　 本文对比来流Ma=9.85,缝隙的宽度、长度及深度分别为2mm、100mm、25mm在不同攻角、侧滑角下的实验结果,验证了所建立的数理模型与数值模拟方法在凹槽热流密度计算问题中的可行性。其次对比槽宽为140mm,宽深比分别为15和17.5两种情况下的实验结果,验证了所建立的数理模型与数值模拟方法在凹槽压力计算问题中的可行性。　　 通过本文研究,可为实际凹槽尺寸设计及表面防热材料的选取提供一定的参考,有效防止表面局部剪切应力及热流密度过大。