针对高超声速飞行器热环境预测上有着重要应用的关联方法缺乏构造机制和适应性分析的问题,从驻点热流的Kemp-Riddell公式出发,推导了驻点斯坦顿数和雷诺数之间的经典关联关系,从理论上分析了上述关系的适应性。结果显示斯坦顿数和雷诺数关联关系受马赫数的制约,飞行条件和试验条件马赫数变化范围较大的情况下,更适合采用雷诺数和马赫数的组合变量开展关联分析。当试验来流静焓较低的情况下,过低静焓对热环境的关联特性有不利影响,需要提高试验来流马赫数,远离临界马赫数确保地面数据同飞行条件之间的关联性。在国内4座风洞上开展的风洞试验和DSMC/CFD的数值仿真分析工作,校验了上述结论在连续流区域的正确性。

为完善再入飞行器中的气动热预示方法,提升热防护系统设计精度,文章针对其中典型的大钝头外形进行流动机理探讨,分析了其驻点滞止流动和肩部亚声速区快速膨胀流动之间的相互干扰规律。基于此,通过对大钝头几何参数的无量纲处理,对驻点区域的边界层外缘速度梯度进行修正,进而对驻点热环境工程计算方法进行修正,随后采用修正牛顿理论和等熵膨胀假设获得了大钝头边界层外缘参数分布,并对基于边界层积分的非驻点热环境计算方法进行改进,用于计算大钝头驻点至肩部热环境分布,最终建立了相应的气动热工程计算方法,解释了肩部高热环境的形成机理。通过相关试验的开展和数据分析,对新方法进行验证,并基于气动热开展大钝头外形优化设计工作。