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。

采用本征正交分解(Proper Orthogonal Decomposition,POD)与Kriging代理模型相结合,建立快速求解气动热参数的降阶模型。引入一种基于换热系数的线性近似方法进行热边界传递,以减少因壁温变化引起的流场迭代。以三维翼面为例,对气动热的计算分析表明,利用POD-Kriging模型快速得到的翼面热流分布与计算流体力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)方法得到的热流分布平均误差在7%以下,而且随着POD基模态个数的提高,误差能够明显降低。结果表明该方法具有较好的计算精度,结合线性近似方法处理热边界,在不降低气动热计算精度的前提下,能够大幅度减少计算耗时。