攻角下高速弹头气动热的数值研究(4)
发表了著名论文《高超声速流动的相似率》[2]
。冷战以来由于美、苏双方在高速
气动领域内的军事需求越来越大，该领域获得了很大的发展，取得了大量的研究
成果。20世纪40至 50年代，高速风洞的概念被提出，并于50年代后实际建成
了一批炮风洞、热射风洞、激波风洞，风洞概念的提出和实践帮助高速空气动力
学取得了极大地进步。
气动热的研究伴随高速空气动力学的发展而不断推进。德国力学家路德文
希·普朗特（Ludwing Prandtl）提出并建立的边界层理论为气动热的研究提供了
一种十分有效的分析、计算工具。随着对更高速度飞行器的不断追求，气动热的研究内容不断拓展、深入。从初期的二文简化模型（例如无限大平板、无限长圆
柱）的气动热计算，发展到如今火箭、航天飞机、空天飞机这些复杂外形飞行器
的气动热计算；从低速的边界层传热计算进展到包括有热化学反应和质量引射的
传热计算；从光滑表面的气动热计算到粗糙表面的气动热计算，从附着流到分离
流的气动热分析； 从边界层相似性解法到N-S 方程的数值模拟求解， 气动热研究
历经着蓬勃而迅猛的发展[3]
。目前对于气动热的问题主要有三种研究方法：模拟
实验、理论分析与数值计算相结合、计算机数值模拟。
1.2.1 高速气动热工程算法国内外研究现状
理论分析着眼于流体力学各种方程组的构造和求解， 以及研究这些方程组的
近似形式。但遇到激波，转捩和湍流等在粘性干扰场中出现的非线性问题时难以
从理论分析上去求解，人们能够得到的解析解只是一些简化后的方程组，简化的
形式虽然便于分析参数的影响，但往往不能考虑到粘性干扰流场的所有特性，具
有很大的局限性。工程计算是在理论分析的基础之上，结合实验结论，推广得出
的经验或半经验公式。 使用这些公式往往可以对高速气动问题进行快速而准确的
预测，可以比较合理地反映出高速流场中流体各项参数的变化规律。Riddle F R
和 Fay J A[4]
通过对平衡边界层驻点处解的相似性假定，把高温气流的疏运特性
与其热力学参数组成的常微分方程系数表示为独立变量解析式，给出了总焓处于
1549~24158KJ/kg范围内，温度区间为300~3000K 的驻点热流密度公式。通过对
解离空气冻结边界层的深入研究，卞荫贵[5]
等分别给出了在完全催化壁与非完全
催化壁两种情况下的驻点处热流密度计算式。 对于非驻点区，如钝体部分， Lees[6]
给出高冷壁假设，把压力梯度的影响忽略，得出钝体层流热流密度计算经验公式。
根据高速流场的精确解，Klamon J H[7]
给出了钝锥体外形的飞行器表面激波形状
的表达式。Wool M R[8]
研究了粗糙表面传热加剧的机理，分别给出了粗糙度热增
量因子在层流与湍流两种状态下的表达式。 针对高速流场中高温效应对流体热力
学参数的改变不可忽视这一问题，国内一些科研工作者进行了一系列研究。李俊
红[9]
等结合化学反应动力学模型，对“阿波罗”号返回舱的外部流场进行数值模
拟研究了高温效应的影响，发现高温效应主要集中在薄激波层内。 沈钦灿[10]
等利
用气体分配函数的高温平衡气体理论参数计算模型，把高温气体中分子电离、离
解等因素考虑在内，对高达 20Ma 的成型装药射流头部气动热问题进行了研究，其结果果表明在考虑高温效应的情况下，金属头部的温度远低于理想气体状态下
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