由于边界层内气体受到强烈压缩、气体与壁面存在剧烈摩擦,高超声速火箭弹在飞行过程中气动加热严重。为了有效、准确地评估高超声速火箭弹弹体表面的气动加热情况,本文在考虑边界层转捩与弹体表面防热层数值计算的影响下,通过边界层外数值方法与边界层内工程算法耦合计算复杂外形火箭弹的气动热参数,分析边界层转捩对物面气动热参数的影响规律。本文气动热采用基于无粘外流解与工程算法耦合的方法计算。耦合算法包括三个步骤,首先,采用纯数值方法计算无粘外流数值解,控制方程采用Euler方程,空间离散采用基于有限体积离散二阶迎风Roe格式,时间离散采用LU-SGS隐式格式;其次,采用工程算法计算边界层内的气动热,将无粘外流数值解的壁面参数作为边界层外缘参数,驻点区域采用Fay-Riddell热流密度公式计算,利用转捩准则确定非驻点区域边界层的转捩位置,在火箭弹非驻点区域层流段采用平板层流气动热计算公式,转捩段采用间断因子耦合计算气动热,湍流段采用平板湍流气动热计算公式;最后,采用一维导热假设,忽略防热层之间的接触热阻,建立防热层计算简化模型,将工程算法得到的热流密度作为求解导热微分方程的边界条件,模拟防热层非稳态传热过程。本文首先对经典钝锥TN-D5450模型的气动热环境进行了计算,将计算所得钝锥表面热流密度与实验值进行了对比,结果表明,由本文气动热计算方法得出的钝锥无量纲热流密度与实验值十分吻合,验证了本文气动热计算方法的准确性:其次,为了更加准确计算出火箭弹表面的气动热,需要准确计算出弹体表面的流线长度,本文采用了流线追踪算法计算弹体表面的流线长度,将用算法得出的不同来流条件下M6机翼、钝锥和翼身融合体流线与后处理软件得出的流线进行了对比分析,结果表明,由流线追踪算法得出的流线与后处理软件得出的流线吻合,验证了本文流线追踪算法的正确性;再次,基于流线追踪算法,通过二维平板、三维钝锥、三维弹头算例,对比验证了两种光壁转捩准则,对比结果表明,本文所采用的光壁转捩准则1的预测值与实验吻合更好;最后,本文计算了高超声速火箭弹的气动热环境,对比了考虑边界层转捩与完全层流两种情况的气动热计算结果,分析了来流高度、马赫数、攻角对火箭弹考虑转捩时气动加热的影响规律。研究表明:本文所采用的气动热计算方法可以快速准确地预测出复杂外形火箭弹表面气动热分布情况,也能为高超声速火箭弹气动热防护提供一定的参考依据。