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1）研究了不同马赫数对高超声速飞行器气动热的影响，对飞行器表面的气动热和结构热进行了耦合计算，在流体与固体的交界面上采用耦合边界，利用流、热耦合的方法对弹体在高超声速条件下的耦合换热问题进行了数值模拟。采用FLUENT软件提供的宏函数，计算了飞行器表面中心线上的温度分布和热流密度，并对不同马赫数和不同时间下的温度、热流密度进行了对比。
2）在飞行器的气动烧蚀模拟中，采用熔化烧蚀模型；以WO3的熔点作为烧蚀的标准，模拟了由于气动烧蚀所引起的头部变形问题，使用动网格方法，对烧蚀引起的弹丸头部变形区域，进行了局部网格重划，利用边界网格的移动来实现烧蚀后退深度，并给出了飞行器头部按时间顺序排列的烧蚀外形。
3）研究了飞行器头部微型凸起物的气动热环境，分析了不同形状微型凸起物对流场、温度场和热流密度的的影响。
2 高超声速气动加热基本原理及数值计算方法
2.1 气动加热基本原理
高超声速飞行器在出入地球大气层或在大气层飞行时, 以很高的速度在稠密大气层中飞行，空气受到强烈的压缩和剧烈的摩擦作用，飞行器大部分动能转化为空气的热能，导致飞行器周围的空气温度急剧升高，高温空气与飞行器表面之间产生巨大温差，部分热能迅速向飞行器表面传递，引起很强的气动加热。高超声速定常、绝热气流流动的能量方程为:
（2.1）
式中: 空气的绝热指数k=1.4，v为气体速度，R为气体常数，C为常值。
由式(2.1)可以看出，流体速度降低，温度会升高。在高超声速飞行器飞行过程中，气体在飞行器头部滞止点处，速度为0，温度达到最高，这个温度称为滞止温度或总温。总温与来流马赫数的平方成正比关系：
（2.2）
其中， 为总温， 为来流温度， （层流）， 为来流马赫数。
2.2 数值计算方法
2.2.1 基本控制方程
基于连续介质的假设，在笛卡尔（x,y）坐标下，基本的控制方程包括质量守恒方程、动量守恒方程和能量守恒方程，方程表达式如下[21]：
质量守恒方程：
（2.3）
在x和y方向上应同时满足动量守恒定律，则分为 -动量方程和 -动量方程。
其中 为流体的动力粘度， 、 为两动量方程的广义源项。
能量守恒方程：（2.6）
其中k是流体的导热系数，耗散函数 是由于粘性作用使机械能转换为热能的部分， 为流体的内热源。
式(2.3)- (2.6)包含五个未知量u、v、 、p、T，还需补充一个方程，方程组才能封闭，可以补充状态方程使方程组封闭，对理想气体可有： （2.7）
本文中假设空气为理想气体，粘性系数采用Sutherland公式，下面对粘性系数和Sutherland公式做简要地介绍。粘性系数的计算可用如下表达式：
（2.8）