喻成璋 劉衛(wèi)華

摘要：氣動熱預測技術(shù)是制約高超聲速飛行器發(fā)展的關(guān)鍵技術(shù)之一。飛行器在高速飛行過程中，氣動加熱對其結(jié)構(gòu)強度影響顯著，嚴重時甚至可能導致結(jié)構(gòu)損傷，因此，為保障飛行器飛行安全，必須采取有效的熱防護措施，而掌握氣動熱變化規(guī)律是合理設計高超聲速飛行器熱防護措施的基礎，它對于飛行器結(jié)構(gòu)設計、材料選擇均有重要的指導意義。本文從試驗、工程計算與數(shù)值仿真三個方面系統(tǒng)地歸納、總結(jié)國內(nèi)外學者在氣動熱預測方面的研究成果，并展望其未來的發(fā)展，以期為國內(nèi)高超聲速飛行器的研制工作提供有益參考與借鑒。

關(guān)鍵詞：氣動熱；高超聲速飛行器；試驗研究；工程算法；數(shù)值計算

中圖分類號：V434+.11文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.02.002

基金項目：國家自然科學基金民航聯(lián)合基金（U1933121）；中央高?；究蒲袠I(yè)務基金（NC2020001）；江蘇高校優(yōu)勢學科建設工程

因氣動熱所引發(fā)的熱障問題已成為制約高超聲速飛行器發(fā)展的瓶頸。當飛行器作超聲速飛行時，機身表面與氣流發(fā)生劇烈的摩擦，空氣受到阻滯和壓縮導致溫度急劇上升，對飛行器形成強烈的熱障[1-2]；當飛行速度進一步提高到高超聲速時，空氣流動特性還將發(fā)生本質(zhì)的改變，其物理現(xiàn)象主要體現(xiàn)為薄激波層、熵層、黏性干擾、低密度性及高溫激波層內(nèi)的真實氣體效應[3]。以馬赫數(shù)Ma>20的再入飛行器為例，其前緣駐點溫度可高達1×104K以上，在此高溫環(huán)境下，不僅其周圍空氣會發(fā)生電離，而且飛行器表面材料也將發(fā)生化學反應，對飛行器造成不可恢復的損傷。因此，為保證飛行安全，必須采取相應的熱防護措施以保證飛行器結(jié)構(gòu)和內(nèi)部設置正常工作。

掌握氣動熱變化規(guī)律是高超聲速飛行器熱防護的關(guān)鍵技術(shù)，但氣動熱的影響因素眾多，要想實現(xiàn)氣動熱精確的預測十分困難。從20世紀50年代開始，人們分別采用試驗研究、工程計算，以及數(shù)值仿真等技術(shù)手段針對氣動熱問題開展了大量的研究工作，研究內(nèi)容也隨著高超聲速飛行器的發(fā)展不斷深化，本文旨在從這三個方面系統(tǒng)地總結(jié)當前的研究進展，并明確后續(xù)工作的重點。

1試驗研究

熱流測試技術(shù)的進步為氣動熱試驗研究奠定了良好的基礎，目前，氣動熱測量的地面試驗都是以各類激波風洞和常規(guī)高超聲速風洞為手段，其試驗研究內(nèi)容主要涉及迎角、鈍比率、表面熱流分布、激波形狀、邊界層轉(zhuǎn)捩和非平衡效應等因素。

20世紀60年代，美國國家航空航天局（NASA）對15°鈍錐體在Ma10.6下的氣動熱問題進行了試驗研究，結(jié)果表明，在迎角為0°時，增大鈍比率可降低熱流密度并阻止邊界層轉(zhuǎn)捩[4]。

1992年，King[5]對5°角錐在Ma3.5下的邊界層轉(zhuǎn)捩位置進行了測量，結(jié)果表明，隨著橫向流動的增加，轉(zhuǎn)捩點的位置發(fā)生了明顯改變。

1998年，S.A. Berry[6]等就X-34模型進行了氣動熱試驗及氣動特性分析，借助于磷光測量技術(shù)實測了0°～35°迎角范圍內(nèi)模型表面的熱流分布、流線形式與激波形狀，結(jié)果顯示，當迎角從8°增至23°時，迎風面熱流略有增加，弓形激波與機翼的相互作用逐漸向機翼內(nèi)側(cè)移動；且隨著馬赫數(shù)的不斷增大，迎風面上的流動狀態(tài)從層流轉(zhuǎn)向湍流，中心線上的轉(zhuǎn)捩位置不斷向前緣移動。

2000年，Nonaka[7]對速度2.44 ～3.85km/s、壓力0.56～ 20kPa范圍的球體繞流進行了試驗研究，采用陰影法和紋影法對球體表面的激波形狀及流場進行了可視化處理，試驗結(jié)果清楚地展示了凍結(jié)流、平衡流、非平衡流之間激波脫體距離的差距，表明了非平衡效應對流場的影響。

2018年，Borg[8]等在Ma6的靜風洞中對飛行姿態(tài)下的HIFiRE-5縮比模型進行了測試，結(jié)果表明，偏航角對橫向流失穩(wěn)的影響要大于迎角的影響，在低噪聲水平下，改變1°偏航角可使得最小橫向流轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)減小20%。

事實上，邊界層轉(zhuǎn)捩和非平衡效應都是飛行器熱防護系統(tǒng)設計需要面對的難題，其中邊界層轉(zhuǎn)捩將產(chǎn)生復雜的、不確定的縱橫向氣流擾動及氣動加熱，但由于風洞試驗中各種擾動的存在，針對邊界層轉(zhuǎn)捩的試驗研究結(jié)果與實際情況存在較大差距；同時，非平衡效應試驗條件的不易滿足也制約了氣動熱試驗研究的發(fā)展，雖然有學者進行了一些嘗試，但目前這方面的研究無論是質(zhì)量上還是數(shù)量上都無法滿足發(fā)展的需求，未來還需對試驗設備及試驗能力做進一步的完善。

由于受限于風洞試驗設備的模擬能力，地面試驗在模型尺寸、雷諾數(shù)和真實氣體效應方面均有一定的限制，無法完整地對各類飛行器真實氣動熱環(huán)境進行模擬，為此，歐美等國家也開展了大量的飛行試驗研究，如1968年NASA進行的Reentry F項目[9]、1994年日本HOPE-X計劃中的軌道再入飛行試驗[10]等。雖然飛行試驗能夠獲得較為準確的氣動熱數(shù)據(jù)，但其周期長、難度大、耗資巨的特點也決定了它不可能成為氣動熱預測研究的主要手段，目前飛行試驗數(shù)據(jù)大多用于數(shù)值仿真結(jié)果驗證、模型完善及飛行器設計的最終校核。

2工程計算方法

雖然氣動熱的復雜性使得其尚無普適的理論預測方法，但工程計算以其獨特的優(yōu)勢，在高超聲速飛行器概念設計階段扮演著重要角色。工程算法將擬設計的飛行器劃分為無迎角和有迎角兩種類型。

對于無迎角的氣動熱預測問題，工程算法將其劃分為駐點、非駐點層流區(qū)、非駐點湍流區(qū)分別進行處理。其中，駐點熱流密度采用邊界層相似解的近似分析方法或風洞試驗數(shù)據(jù)關(guān)聯(lián)分析獲得的經(jīng)驗公式來進行計算；非駐點層流流動則假定各熱力學參數(shù)沿物面切向的變化率遠小于沿法向的變化率，再通過數(shù)學變換得到局部相似解，從而推導出層流的熱流密度分布公式；非駐點湍流區(qū)主要通過動量積分方程求解出局部摩擦因數(shù)，再根據(jù)雷諾比獲得傳熱系數(shù)進而確定湍流邊界層加熱情況[11]。

由于不同流動區(qū)域的氣動熱計算方法不同，邊界層轉(zhuǎn)捩位置的預測將直接決定工程計算的準確性，對此，人們開發(fā)了多種方法來對轉(zhuǎn)捩點位置進行預測，如經(jīng)驗方法、eN方法、轉(zhuǎn)捩模式等。值得注意的是，雖然目前大多數(shù)計算都采用了地面和飛行試驗獲得的轉(zhuǎn)捩準則來對轉(zhuǎn)捩點的位置進行判斷，然而，不同轉(zhuǎn)捩準則下氣動熱的結(jié)果存在一定偏差。

對于有迎角情況，則必須首先根據(jù)飛行器的氣動外形分為小寬鈍比與大寬鈍比兩種預測類型，然后再變換至零迎角條件下進行氣動熱的計算。

小寬鈍比氣動熱工程預測方法主要有等價錐法和軸對稱比擬法。等價錐法是將有迎角的錐體流動用零迎角的等價錐替代，適合于小迎角計算，并對于迎風面母線和背風面母線處的熱流均有較為準確的預測能力，但在處理非軸對稱體時則存在較大偏差[12]；軸對稱比擬法基于小橫向流假設，通過Manger變化將三維邊界層方程簡化為準軸對稱邊界層方程，再通過一定條件將各條流線上的熱流密度與零迎角下軸對稱物體的熱流密度聯(lián)系起來，雖然軸對稱比擬法被認為是當前工程上計算三維邊界層傳熱問題最有效的方法之一，但該方法中間量迭代計算復雜，通用性較差[13]。

大寬鈍比氣動熱預測主要采用了“片條理論”，它把飛行器切成二維的片條，并假定這些片條之間沒有干擾，然后將這些二維片條作為二維鈍頭體來計算其表面熱流，再綜合三維效應來對結(jié)果進行修正。

對于稀薄流動氣動熱的預測，橋函數(shù)法是目前應用最為廣泛的工程計算方法，它將連續(xù)流方法預測值和自由分子流方法預測值通過函數(shù)橋連接獲得近似熱流，其中Mattinng[14]和Nomura[15]建立的橋函數(shù)最為常用。

橋函數(shù)法多用于駐點熱流密度以及鈍錐體表面熱流密度計算[16-18]，具有較高的計算精度，但也有研究表明，橋函數(shù)法對尖長體及細長體表面熱流密度的預測并不理想[19]。

事實上，工程計算方法的不斷完善也催生了工程預測軟件的開發(fā)。早期著名氣動熱計算軟件MINIVER[20]采用了常見的熱流公式來對駐點、層流區(qū)、湍流區(qū)分別進行氣動熱計算，它適用于完全氣體和平衡氣體兩種情況，但三維計算有一定的局限性，且無法計算鈍錐模型的下游效應[21]。

AEROHEAT是人們早期根據(jù)軸對稱比擬法開發(fā)的一款經(jīng)典的氣動熱計算程序；Zoby等采用適體坐標系，開發(fā)了LATCH計算程序，與AEROHEAT相比，它增強了處理復雜外形氣動熱的能力；2006年，Hamilton等對LATCH算法進行改進，發(fā)展了三角形結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格的UNLATCH2算法，它改善了LATCH在結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格計算無黏流場方面的局限性[22]。

3數(shù)值模擬技術(shù)

由于工程算法對飛行器外形的適用性較差，對轉(zhuǎn)捩、激波以及黏性邊界層等物理現(xiàn)象難以準確描述，因此，早期人們只能通過試驗獲得復雜流動的流動細節(jié)，周期長且耗費巨大。20世紀80年代后，數(shù)值模擬技術(shù)的長足進步改變了這種不利狀況，通過求解控制方程繼而獲得表面熱流分布情況，不僅花費更少、效率更高，且對流動細節(jié)的刻畫也更為細致，目前數(shù)值模擬方法已經(jīng)成為氣動熱預測的重要研究手段。

不同流動區(qū)域的氣動特性不同，因此當飛行器處于連續(xù)流區(qū)和稀薄流區(qū)等不同流動區(qū)域時，其數(shù)值計算方法也有所差異[23]。

3.1連續(xù)流區(qū)氣動熱數(shù)值模擬

在連續(xù)流區(qū)對N-S方程及其各種近似方程的求解是獲取熱流分布的主要途徑，隨著計算機性能的不斷提高，氣動熱數(shù)值模擬經(jīng)歷了邊界層方程、黏性激波層方程、拋物化N-S方程、全N-S方程等不同的發(fā)展歷程。

1982年，Hamilton[24]發(fā)展了一種求解二階邊界層方程的計算方法，并以此獲得了飛行器熱流分布情況，計算結(jié)果表明邊界層方程能夠較好地模擬迎角為25°～ 40°的流動狀況。

邊界層理論為氣動熱研究提供了有效的計算方法，但由于邊界層方程本身的局限性，它無法反映出無黏流和黏流之間的相互干擾機理，因此邊界層方程僅適于處理一些馬赫數(shù)不太高的簡單工況；為了精確地考慮黏性作用，有學者將激波和物面之間的整個流場作為全黏性處理，建立了統(tǒng)一的控制方程，形成了黏性激波層理論。

1992年，歐陽水吾[25]等通過對多組元黏性激波層方程的求解，就包含鈍頭體氣動加熱率在內(nèi)等多個問題進行分析計算，所得出的各物理量變化規(guī)律表明了該計算方法的合理性。但值得注意的是，由于高雷諾數(shù)流動的物面附近物理量變化非常劇烈，黏性激波層方程的求解需要采用許多特殊的數(shù)值方法，計算過程復雜，通用性較差。

由定常N-S方程舍去含有流向?qū)?shù)黏性項的拋物化N-S方程（PN-S方程），在各類高超聲速飛行器繞流問題中獲得了較好的應用，如20世紀90年代，Lawrance[26]將TVD格式應用于PN-S方程的空間推進算法中，對半角為10°的圓錐流動進行求解，給出了三個不同迎角下圓錐的熱流密度，計算結(jié)果與試驗結(jié)果較好吻合；2002年，NASA通過求解PN-S方程獲得了X-43前機身，以及整流罩前端的氣動熱分布情況[27]，進一步豐富了PN-S方程數(shù)值解法在高超聲速飛行器領(lǐng)域的應用。

雖然通過簡化N-S方程獲取氣動熱分布的PN-S方法在早期取得了豐富的研究成果，但與全N-S方程相比，兩者還是存在一定的誤差，隨著計算機性能的提升，對全N-S方程進行求解成為現(xiàn)實，該方法越來越多地被應用到氣動熱數(shù)值計算中。在21世紀初期，賀國宏[28]通過求解N-S方程對鈍錐和鈍雙錐流動進行了數(shù)值模擬，計算結(jié)果不僅精確地模擬了迎風區(qū)的熱流分布，還準確地刻畫了鈍錐背風區(qū)氣流分離、雙錐交接區(qū)域熱流變化等一系列現(xiàn)象。

事實上，除控制方程外，氣動熱數(shù)值模擬計算的結(jié)果還受到差分格式、網(wǎng)格分布、限制器和湍流模型等多個因素的影響，為此，國內(nèi)外學者針對這些影響因素開展了較為系統(tǒng)的研究工作。

當流動中存在間斷時，中心型格式通常需要添加人工黏性來抑制振蕩，它極易造成污染、影響計算精度，因此從20世紀80年代開始，各類迎風格式成為數(shù)值計算的主流格式。

2003年，李君哲[29]等分別選用FDS格式、FVS格式、AUSM+三種迎風格式以及一種中心差分格式對二維圓柱繞流和鈍雙錐繞流進行計算，結(jié)果表明，三種迎風格式的數(shù)值計算精度明顯優(yōu)于中心差分格式，其中AUSM+格式和FDS格式更為逼近試驗數(shù)據(jù)。

氣動熱計算網(wǎng)格的選擇十分苛刻，有時需要根據(jù)數(shù)值計算結(jié)果對網(wǎng)格進行多次調(diào)整，這也是數(shù)值計算過程中較為耗時的部分。

物面第一層網(wǎng)格高度對數(shù)值計算結(jié)果影響較大，許多文獻將其作為重要參數(shù)加以分析。1998年，Lee[30]等在鈍頭體氣動熱計算中探討了網(wǎng)格相關(guān)性問題，結(jié)果表明，在其他條件均不改變的情況下，壁面網(wǎng)格雷諾數(shù)擴大一倍，計算結(jié)果偏差值能達到20%以上。由此可見，氣動熱能否精確求解，與近壁面的網(wǎng)格尺寸有著直接關(guān)系。

2016年，張翔[31]以二維圓柱繞流為例分析了網(wǎng)格雷諾數(shù)對熱流計算結(jié)果的影響。結(jié)果表明，氣動熱計算中通常需要保持網(wǎng)格雷諾數(shù)小于10這一最低要求，而網(wǎng)格雷諾數(shù)小于8即可獲得收斂結(jié)果。目前人們廣泛根據(jù)網(wǎng)格雷諾數(shù)來確定第一層計算網(wǎng)格高度，但也有研究表明這種方法并不總是可靠的，例如，Gao[32]在圓柱體繞流計算中發(fā)現(xiàn)，根據(jù)網(wǎng)格雷諾數(shù)確定的第一層網(wǎng)格高度偏大，若要達到計算要求至少還需要減小一個數(shù)量級。

為了避免結(jié)果振蕩，計算過程中通常需引入限制器對插值梯度進行限制[33]，各種限制器的精度和耗散性不同，曾有學者認為限制器對計算精度的影響甚至要大于計算格式。

楊建龍[34]分別采用minmod、Van Leer和Osher-C三種限制器對雙錐模型外部流場進行了數(shù)值模擬，結(jié)果表明，采用minmod限制器獲得的最大熱流值與熱流分布特性明顯優(yōu)于其余兩種限制器。Zhang[35]將傳統(tǒng)的MUSCL型限制器與多維限制器進行對比分析，結(jié)果表明，Van Leer限制器是傳統(tǒng)MUSCL型限制器中考慮魯棒性和準確性的最佳選擇，而多維限制器則在這兩方面比其他所有傳統(tǒng)限制器表現(xiàn)得更為優(yōu)秀。趙雅甜[36]發(fā)展了一種新型三階TVD限制器并對其進行了性能分析，結(jié)果表明，該限制器在復雜外形氣動熱算例中均表現(xiàn)出更好的適應性以及氣動熱預測能力，與double minmod限制器相比，計算精度更高；與minmod限制器相比，具有良好的間斷分辨率且避免了過多的數(shù)值耗散。

自流體力學問世以來，湍流一直是各類流動問題的難點，但到目前為止，人們對于湍流氣動熱的預測結(jié)果并不理想[37-38]，如GASP程序?qū)-33模型湍流中心線上的計算結(jié)果就比試驗值偏小30% ～ 40%。目前湍流的數(shù)值模擬方法包括雷諾平均N-S方程求解、大渦模擬、分離渦流模擬以及直接數(shù)值模擬等，但考慮到魯棒性以及計算效率的限制，求解雷諾平均N-S方程（RAN-S）仍是目前采用的主要研究手段。

隨著數(shù)值計算方法日趨成熟，對于復雜流動的工程算法逐步讓位于數(shù)值計算，因此，開發(fā)專業(yè)計算軟件成為了熱門，對此，NASA Langley研究中心、Ames研究中心及波音公司做了大量工作，其中比較著名的有LAURA[39]程序和GASP[40]程序，其有效性已被多個飛行試驗以及地面試驗所證實[41]。目前國外這些氣動熱數(shù)值計算軟件已較為成熟，對于特定構(gòu)型有較高的計算精度，相比之下，我國仍缺乏高效、可靠的氣動熱模擬工具。

3.2稀薄流區(qū)氣動熱數(shù)值模擬

從6×104m高空開始，氣體性質(zhì)逐漸偏離連續(xù)介質(zhì)，飛行器的氣動特性亦發(fā)生了顯著變化，在各類稀薄流動中，自由分子流由于可以忽略氣體速度分布函數(shù)的變化，通?？梢愿鶕?jù)氣體分子動理論獲得解析解[42]，而滑移流區(qū)以及過渡流區(qū)的氣動熱預測則較為困難。

目前針對滑移流區(qū)和過渡流區(qū)的數(shù)值模擬方法主要有兩種：采用滑移邊界條件計算流體力學（CFD）方法和基于分子動力學的直接模擬蒙特卡羅（DSMC）法。

在滑移流域，其主流場中的流動依然適用于連續(xù)介質(zhì)假設，因此相較于復雜的DSMC算法，人們更傾向于應用滑移條件來對N-S方程的應用范圍進行拓展。目前廣泛采用的有Maxwell滑移條件、Gokcen滑移條件以及Lockerby滑移條件。Lofthouse[43]分析了該方法在滑移流域的適用性并對三種滑移條件進行比較，結(jié)果表明，當克努森數(shù)Kn∞≤0.25時，帶滑移邊界的CFD方法與DSMC方法預測值誤差<5%，而且極大地縮短了計算時間。在三種滑移條件中，Gocken條件所得到的計算結(jié)果最好，但也最為耗時。

DSMC方法是由Bird[44]首先提出的。該方法采用了大量模擬分子代替真實氣體分子來進行分子運動和碰撞過程的解耦運算，待流場中分子數(shù)量趨于穩(wěn)定后再通過統(tǒng)計采樣的方式獲得宏觀計算結(jié)果。由于DSMC方法是從微觀氣體分子入手，本質(zhì)上更接近于真實的氣體運動狀態(tài)和能量交換過程，因此在處理稀薄流氣動熱問題上具有天然的優(yōu)勢。

2013年，Prasanth[45]對DSMC方法的限制條件進行了系統(tǒng)的總結(jié)，提出了計算結(jié)果的準確性必須滿足的三個條件：網(wǎng)格小于分子的平均自由程、碰撞網(wǎng)格大?。總€網(wǎng)格中模擬的分子數(shù)）滿足計算需求以及時間步長小于分子的平均碰撞時間。依據(jù)Prasanth研究結(jié)果，小Kn流動需要采用高精度網(wǎng)格并消耗大量的計算資源，所以DSMC方法多用于稀薄程度較大的過渡流區(qū)。

DSMC方法的有效性已被多次證明并取得了一系列成果，例如，2007年，Liechty[46]運用DSMC方法計算了火星偵察軌道飛行器（MRO）在不同迎角、側(cè)滑角下的傳熱系數(shù)，計算結(jié)果與飛行試驗結(jié)果較為吻合，證實了該方法在過渡流區(qū)的有效性；2015年，Sengil[47]采用二維DSMC求解器分析了不同幾何外形對氣動特性的影響；2019年，NASA采用DSMC并行計算軟件DAC對空心圓柱和空心方形棱柱的氣動熱環(huán)境進行模擬，并對迎角、壁厚以及Kn等重要參數(shù)對氣動加熱的影響進行了分析[48]。

目前，DSMC方法已被公認為處理稀薄流動最成功的辦法，但龐大的計算量限制了其發(fā)展，為此，許多學者對其進行了優(yōu)化，在諸多優(yōu)化算法中以DSMC/N-S耦合算法最為常見。2005年，Lian[49]提出一種基于非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的DSMC/N-S耦合算法，它不僅能夠細致刻畫連續(xù)介質(zhì)失效帶來的一系列物理現(xiàn)象，而且能夠?qū)πㄐ伪砻媲熬壍姆瞧胶庑M行準確的預測；2018年，Xu[50]提出了一種基于自適應結(jié)構(gòu)化/非結(jié)構(gòu)化重疊網(wǎng)格的耦合算法，該方法綜合了結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格和非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格的優(yōu)點，不僅可以高精度地研究流動中的各種特性，在計算速度方面比全DSMC方法提高了近三倍左右。

除了對耦合算法進行改進，完善連續(xù)介質(zhì)失效邊界的準確判定和分析連續(xù)假設失效所帶來的影響也是研究熱點。由于連續(xù)介質(zhì)失效準則與耦合算法的計算效率息息相關(guān)，為此，研究者提出了一系列準則數(shù)來對失效邊界進行準確劃分，如P參數(shù)、當?shù)乜伺瓟?shù)Knl、局部克努森數(shù)Knp等。多數(shù)情況下采用的是Knp作為判定準則，當Knp≥0.05時則認為連續(xù)方程失效[51]；但也有研究表明，該結(jié)論并不一定適用。2019年，午辛暄[52]對不同物理問題所體現(xiàn)的失效準則數(shù)進行了區(qū)分，其結(jié)論是，對于平板流動結(jié)構(gòu)采用全局Kn作為失效準則更為合適，其失效大小為Kn≥0.01；而采用Knp則不夠準確。

連續(xù)假設失效的影響通過量化CFD方法計算誤差來體現(xiàn)。Lofthouse[53]分別采用CFD方法和DSMC方法對不同稀薄程度的氬氣圓柱繞流進行模擬。結(jié)果表明，隨著稀薄程度的不斷增大，兩種方法對氣動熱峰值的預測差異從Kn = 0.002時不足1%逐漸增加到Kn = 0.25時的30%以上。連續(xù)介質(zhì)失效的研究對耦合算法有重要意義，隨著該部分理論的逐漸完善，算法的計算效率將進一步提高。

目前帶滑移邊界條件的CFD方法以及DSMC類算法在稀薄氣體氣動熱中廣泛使用，但也有學者嘗試通過高階Boltzmann方程來獲得稀薄流動氣動熱的分布情況，如Burnett方程[54]及Eu方程[55]等。雖然有相關(guān)研究表明這些方程在計算中有一定的優(yōu)勢，但一些難以解決的問題仍限制著其在氣動熱領(lǐng)域的應用。隨著該部分理論的進一步完善，拓展的流體動力學方程也許將成為預測稀薄流區(qū)氣動熱的又一重要工具。

4結(jié)束語

目前的風洞試驗設備無法對真實飛行環(huán)境進行高品質(zhì)的復現(xiàn)，尤其是對稀薄流動以及非平衡效應難以模擬，因此，對現(xiàn)有風洞進行改造升級，拓展其功能，研制開發(fā)一些新概念風洞來適用于未來高超聲速飛行器發(fā)展將勢在必行。

（1）發(fā)展可適用于不同幾何體稀薄流動的橋函數(shù)，完善與拓展工程計算方法的使用范圍是有現(xiàn)實意義的。

（2）采用高分辨率、高精度的差分形式求解全N-S方程是連續(xù)流區(qū)氣動熱預測技術(shù)的發(fā)展方向，同時計算格式、網(wǎng)格效應、限制器以及湍流模型等數(shù)值計算理論的完善將進一步增強對復雜工況的氣動熱預測的準確性。

（3）稀薄流動的連續(xù)假設失效對氣動熱預測技術(shù)提出了新的挑戰(zhàn)，其中滑移流區(qū)和過渡流區(qū)的氣動熱預測較為困難，因此繼續(xù)完善滑移邊界條件以及DSMC方法將會是未來稀薄流動氣動熱發(fā)展的重點。

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（責任編輯王昕）

作者簡介

喻成璋（1997-）男，碩士研究生。主要研究方向：飛行器熱防護技術(shù)。

Tel：15950538812

E-mail：yucz-1248@nuaa.edu.cn

劉衛(wèi)華（1965-）男，教授，博士生導師。主要研究方向：飛行器環(huán)境與生命保障工程、飛行器燃油系統(tǒng)研究。

Research Status of Aeroheating Prediction Technology For Hypersionic Aircraft

Yu Chengzhang*，Liu Weihua

Key Laboratory of Aircraft Environmental Control and Life Support Industry and Information Technology，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China

Abstract： Aeroheating prediction technology is one of the key problems which restrict the development of hypersonic aircraft. When the aircraft is flying at high speed， aerodynamic heating affects the structure intensely， and even cause structural damage in some severe cases. Therefore， in order to ensure the flight safety of aircraft， the thermal protection system must be adopted， and to master the changing rules of aeroheating prediction is the basis for it， which has important guiding significance for aircraft structure design and material selection. From the aspects of experiments， engineering computation methods and numerical simulations， this paper aims to systematically summarize the research results， and explore future development in order to provide useful references for domestic hypersonic aircraft development.

Key Words： aeroheating； hypersonic aircraft； experimental research； engineering computation method； numeral simulation