高超声速飞行对飞行器的气动性能以及防热提出了更高的要求。为了给飞行器设计提供准确的热环境特性,开展气动热特性的研究有十分重要的理论及工程意义。本文的目的是研究和发展高超声速飞行器气动加热热流密度的计算方法,特别是发展快捷而有效的工程计算方法。本文的主要研究工作有:⑴、综述了高超声速飞行器的发展情况、研究气动加热的必要性、国内外气动热研究现状。特别是对发展的各种高超声速气动热计算方法进行了系统的分析和总结。⑵、研究了求解高超声速飞行器表面热流密度的数值计算方法。利用CFD软件数值模拟高超声速空气绕流球体的层流流场。激波脱体距离、热流等数值计算结果与实验数据对比结果良好,分析了气体模型效应、网格分布、计算格式等因素对热流计算精度的影响,可以为CFD在热流计算中的广泛使用提供一定的依据和可靠保证。⑶、研究和发展了求解高超声速飞行器表面热流密度的工程估算方法。其中纯工程计算方法采用修正牛顿法确定表面压力分布,利用激波后等熵条件确定边界层外缘参数,综合了经典的通过理论和经验方法得到的驻点、非驻点层流及湍流的气动加热热流密度的计算公式。对于有攻角情况,采用了跟踪流线的轴对称比拟的工程算法。而边界层外缘无粘流场数值结果和边界层内粘性主导区域的工程计算相结合的方法,是在纯工程算法基础上的一种改进算法。本文首先改进了纯工程算法FORTRAN源程序的计算方法、输入输出、运行控制等功能,然后编写了接口程序,将数值求解无粘流场得到的流场参数与工程算法耦合起来。以半锥角15°的钝锥和钝双锥为算例,对这两种工程算法程序进行了验证,零攻角和有攻角下的气动热热流计算结果与实验数据吻合良好,进而分析了攻角等因素变化对气动热特性的影响。特别是边界层外缘无粘流场数值结果和边界层内粘性主导区域的工程计算相结合的方法快捷有效,较本文的纯工程算法提高了精度,较数值求解整个流场N-S方程节省计算时间。对准确计算全轨道飞行复杂形状高超声速飞行器表面的热流分布有更多价值,适宜高超声速飞行器方案设计阶段气动热环境预测需要。总之,本文所研究的方法是相辅相承、互相补充和互相验证的。对高超声速飞行器不同的设计阶段,可有所侧重的选择不同的计算方法。应将这些手段有机结合起来,综合分析这些手段取得的结果来解决问题。