曾卫刚，李维东，王发民

（中国科学院力学研究所，北京 100190）

0 引 言

传统的再入飞行器大都采用大钝头低升阻比构型，高温气体效应会对其气动特性产生较大的影响，国内外学者对此做了较多的分析研究［1－5］。对于新型的近空间飞行器（如：HTV1，HTV2），其采用的是细长体高升阻比的乘波体布局，高空高马赫数飞行条件下高温气体效应对其气动特性的影响是十分重要的工程科学问题。但是以往高温气体效应的研究对象多集中在再入飞行器，而关于高温气体效应对乘波体气动特性影响的研究并不多见。1995年Inger G R［6－7］就化学非平衡条件下，壁面催化对乘波体驻点区及上下表面中轴线的气动热特性影响做了较为详细的理论分析。2005年Starkey R P［8］以乘波体作为再入飞行器构型，对乘波体在壁面完全催化条件下的壁面热流及辐射平衡温度进行了初步研究。上述研究探讨的是高温气体效应对乘波体气动特性的影响，而关于考虑高温气体效应的乘波体设计，Anderson等人［9］在1992年做了初步研究，其研究结果表明在马赫数不超过50的情形下，无粘流场中的平衡气体效应对乘波体气动优化设计影响不大。

本文的工作就是：针对乘波体在高空以高马赫飞行的特点，给出了一种能考虑高温平衡气体效应的乘波体设计方法；并通过数值模拟的方法研究了高温平衡气体效应对乘波体气动力特性的影响及高温平衡气体效应对乘波体关键热防护部位的气动热特性和辐射平衡温度的影响。……