随着马赫数的提高,高超声速飞行器的气动加热现象越来越严重,其中,如何准确计算高超声速飞行器表面热流是热防护设计的前提。由于高超声速实验非常困难,本论文将采用直接数值模拟方法,针对30 km高空的空气,来流马赫数为4.5、6和8的高超声速零攻角绕球头和柱头这两种典型的钝头体驻点热流和表面热流进行计算,研究热流的影响因素,为高超声速飞行器热防护设计提供依据。控制方程为柱坐标系下的N-S方程,对流项采用五阶WENO格式,粘性项采用六阶中心差分格式,时间项采用二步二阶R-K进行离散。气体满足完全气体模型。本文主要工作为:1.基于高超声速完全气体柱坐标系二维控制方程,针对通量采用不同的分裂方式,如,Steger Warming、Lax-Friedrichs和特征投影分裂格式等,分析比较这三种不同分裂方式的计算结果。2.对球头锥,壁面采用绝热、等温两种壁面边界条件,计算得到定常流场,对能量方程各项进行了计算,分析了沿极轴能量传递的规律,发现:(a)对于两种壁面边界条件,激波满足正激波特性,即,流体过激波总温不变,熵增加,表明是一个绝热不可逆过程;(b)对于绝热壁面,滞止过程是等熵的;(c)对于等温壁面,热量传递给物体发生在靠近壁面附近。3.验证了网格雷诺数是准确计算球头驻点热流的重要因素,即,网格雷诺数接近于1时,表面热流密度值就不再受网格大小的影响。还计算发现超声速球头锥冷壁热流峰值一般集中在模型球头半径的5%左右。此外,研究雷诺数、马赫数、壁温等因素对热流的影响。类似地针对柱头表面热流进行了计算,比较了不同外形对模型表面热流的影响情况。