1、高超聲速技術(shù)在現(xiàn)代航空航天的發(fā)展中扮演著極其重要的角色，用于高超聲速飛行器上的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室，將會(huì)受到不同程度的氣動(dòng)加熱作用。對(duì)于采用再生冷卻技術(shù)的推力室，在其開始工作之前，強(qiáng)烈的氣動(dòng)加熱效應(yīng)會(huì)引起冷卻夾套內(nèi)推進(jìn)劑溫度升高。當(dāng)溫度升至其分解溫度時(shí)，整臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠性及安全性都將受到極大地影響。
　　本文主要研究了高超聲速飛行器推力室氣動(dòng)熱環(huán)境。首先，結(jié)合高超聲速空腔流動(dòng)及縫隙流動(dòng)理論，對(duì)推力室空腔的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和表面熱流分布情況進(jìn)行

2、了初步理論分析及預(yù)測(cè)。其次，對(duì)高速流動(dòng)中影響氣動(dòng)加熱數(shù)值計(jì)算的格式效應(yīng)、網(wǎng)格效應(yīng)及湍流模型等因素進(jìn)行了討論。并總結(jié)出一套可行的流場(chǎng)拆分計(jì)算方法，通過對(duì)多個(gè)算例模型的計(jì)算，并與風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比，驗(yàn)證了該方法的準(zhǔn)確性。隨后，采用該數(shù)值模擬方法，對(duì)推力室的氣動(dòng)加熱及結(jié)構(gòu)熱響應(yīng)問題進(jìn)行了耦合計(jì)算，分析了不同飛行狀態(tài)時(shí)，推力室結(jié)構(gòu)及推進(jìn)劑的溫度變化情況，對(duì)推力室氣動(dòng)加熱情況作出了系統(tǒng)的分析研究。
　　本文的研究工作補(bǔ)充了高速流動(dòng)中對(duì)復(fù)雜