本论文进行了高超声速飞行器气动热工程算法的研究。基于Prandtl的边界层理论,将流场分为边界层外的无粘流场和边界层内粘性主导的区域,将边界层外无粘流场的数值求解和边界层内粘性主导区域的工程算法相结合,发展了一套高超声速气动热的计算方法。 首先,对国内外发展的各种高超声速气动热计算方法进行了系统的分析、归类和比较,综合了各种经典的热流预测方法。在此基础上,对于无粘流区,采用牛顿法、切楔/切锥法等工程方法确定物体表面压力分布,利用等熵条件确定边界层外缘参数;在边界层内部,则采用上述经典热流公式确定物体表面的气动加热。采用此方法对一些二维及简单三维外形进行了气动热计算,结果证明本方法具有较高的精度。 基于已有的高超声速无粘Euler解算程序,对上述气动热计算方法中的无粘流区采用基于非结构网格的数值模拟,利用无粘数值结果来确定边界层外缘参数,从而发展出一套快速、高效、适用于复杂外形的高超声速气动热计算方法。通过对钝锥、钝双锥、飞船等外形有攻角情况下气动热的计算表明,采用这种方法计算飞行器表面热流,结果与实验值及Navier-Stokes方程计算值比较,吻合的很好,而计算效率又远远高于数值方法,非常适用于设计阶段。