针对高超声速气动热数值模拟的网格尺度问题,以双椭球外形为研究对象,开展了法向网格增长比对热环境计算结果影响的研究。结果表明:法向网格增长比不宜过大,否则流场结构会发生改变,导致热流计算结果不准确。基于MOE方法将计算热流值进行插值处理获得了热流"精确值",并以该值为参考量化了法向网格增长比的网格无关范围,当法向网格增长比控制在1.02~1.21时,热流计算结果对网格的依赖性较小。计算热流值与试验值对比良好,有较高可信度。

高超声速飞行器壁面催化效应会导致激波层中原子在壁面处复合释热,加剧周围气动热环境。针对高超声速流动壁面催化特性,选择不同飞行马赫数及高度条件,采用完全催化和非催化两种条件对球锥模型壁面热流率进行数值模拟计算,研究壁面催化效应对气动热的影响规律。结果表明,固定飞行高度时,壁面催化效应对气动热的影响随马赫数增加而加强,Ma=25条件下驻点处完全催化与非催化热流比值高达1.92;固定飞行马赫数时,在50 km高空以上壁面催化效应对气动热的影响随高度增加而减弱;壁面催化效应不仅会影响壁面附近的流场特性及组分分布状态,而且对整个激波层都有一定的影响作用。

为了研究减阻杆对探空火箭气动力特性,通过采用SST两方程湍流模型、有限体积法求解N-S方程,对探空火箭高速流场进行数值模拟。计算结果显示,减阻杆能有效减小火箭阻力。亚跨声速(Ma0.8~1.2)最大减阻25%;高超声速(≥Ma6)阶段,最大减阻量35%,减阻效果随迎角增大而降低,到12°迎角时减阻量为12%。压跨声速及高超声速全箭升阻比增量随马赫数增大均增加,高超声速阶段升阻比增大18%。同时采用工程方法结合数值预示结果,评估减阻杆带来的气动热影响,结果显示,气动支杆的存在使得端头的平均热流密度下降了51%,并与飞行试验结果进行对比分析。计算得到热流结果与飞行实测热流结果相当,热环境预示比较准确,对于高超声速阶段的飞行器被动热防护技术研究具有良好的指导价值。

由于风洞试验条件限制,难以完全模拟火星再入飞行器真实飞行环境,因此需要建立火星再入飞行器风洞条件与真实飞行之间的关联关系。基于国外文献公开数据,采用数值方法和对比分析方法探讨了类"探路者号"外形的火星再入飞行器的风洞试验与真实飞行之间的外推方法。结果表明,在高焓空气风洞和常规空气风洞试验条件下,可以将模型驻点附近的无量纲压力和压力系数作为相关性参数,将风洞条件与飞行条件相关联起来,但是不能直接利用风洞试验的热流、无量纲热流和Stanton数作为关联参数;在高焓CO2风洞试验条件下,可以利用模型驻点附近的无量纲压力、压力系数和Stanton数作为外推参数,但是不能直接将风洞试验的热流、无量纲热流作为相关性参数,将风洞条件下的风洞数据通过外推获取飞行条件下飞行器的性能参数。