本文围绕超声速流动气动力气动热的准确求解和超声速流动的高效数值求解及其应用展开研究,研究包括两方面的内容:一是超声速流动壁面摩阻、热流的准确预测技术及其在吸气式高超声速飞行器气动力气动热预测中的应用,二是伪时间迭代的空间推进求解技术和复杂超声速流动的高效区域推进求解技术研究及其在复杂工程问题和气动优化设计中的应用。关于超声速流动中壁面摩阻、气动热准确数值预测技术及应用研究。由于在超声速流动中,气流和固壁之间存在较大的相对运动速度,壁面会产生大的速度梯度和温度梯度,导致气流对物体产生较大的摩擦阻力和气动加热;同时在大多数的超声速流动中,存在层流和湍流两种流动状态,数值模拟要准确的预测超声速流动的气动力和气动热,必须足够准确的预测出在层流和湍流两种流动状态下物面的速度梯度和温度梯度。本文的时间迭代求解方法,采用有限体积方法在结构网格上离散守恒型的流动控制方程。时间离散采用LU-SGS方法;空间离散中,无粘通量采用3阶MUSCL插值和AUSMPW+格式构造,粘性偏导数采用基于Guass定理的方法构造。在边界上采用两层虚点的2阶精度处理。湍流模型采用Kok修正的k ?ωTNT两方程模型,并在湍流计算中耦合了在湍流边界层内一致有效、考虑可压缩和热传导效应的先进壁面函数边界条件。运用以上数值模拟技术,对于超声速层流(超声速圆柱驻点法向网格雷诺数Re n<80内);亚、超声速状态下的湍流(等应力层等假设的前提下,在y +<200~300范围内),可以得到较为准确的壁面压力、摩阻和热流信息。对吸气式高超声速飞行器流场中的典型流态进行了详细的验证和确认,以确保在整体飞行器数值模拟中结果的可靠性。在此基础上对典型高超声速飞行器在无动力巡航飞行状态下的气动力和气动热进行了数值预测。获得飞行器外表面和内流道的热流分布及峰值区域,峰值区热流可达3MW/m2以上;得到了飞行器的气动力特性,其中摩擦阻力(包括内流道摩阻)占总阻力的62.7%。这些数据对飞行器的热防护和气动设计十分关键。关于超声速流动的伪时间空间推进求解技术、复杂超声速流动的区域推进求解技术及应用研究。在确认了对超声速流动的气动力、气动热准确数值模拟的基础上,实现了对超声速占主导的层流、湍流和多组分有限速率化学反应流动的空间推进进求解。空间推进求解采用伪时间迭代方法,在一个推进面上迭代求解抛物化NS方程。在推进面上的隐式时间迭代采用修正的LU-SGS方法,推进方向的无粘通量采用一阶或二阶的迎风离散方法,法向和展向无粘通量采用3阶MUSCL插值和AUSMPW+格式构造,推进方向的粘性耗散项被舍弃,其它方向的粘性耗散项采用基于Gauss积分的方法构造。空间推进方法成功的应用到了二维、轴对称和三维超声速无粘、层流、湍流和多组分有限速率化学反应流动的推进求解中。数值试验表明空间推进方法在求解超声速占主导的流动时,所得结果与实验一致且和时间迭代方法结果具有相当的准确性,求解速度比时间迭代方法提高了1~2个数量级。对于复杂超声速流动,提出并实现了复杂超声速流动的区域推进求解方法,并运用在实际工程问题的求解中。复杂超声速流动的区域推进求解,按照流动的物理特征,沿主流方向划分为超声速占主导的区域或回流、亚声速占主导的区域。在超声速占主导的区域采用空间推进求解PNS方程的方法求解,在回流和亚声速占主导的区域采用时间迭代求解完全NS方程的方法求解。区域推进求解了典型二维复杂超声速流动,表明区域推进求解方法在求解复杂超声速流动时和时间迭代方法具有相同的准确性,且求解速度提高了数倍。在此基础上对吸气式高超声速飞行器的三维进气道、氢燃料三维超燃冲压发动机和碳氢燃料二维一体化整机进行了区域推进求解,以显示该方法的高效性以及在处理复杂工程问题中的灵活性。计算得到的结果和实验测量值以及时间迭代方法的结果一致,在求解效率上,对于三维氢燃料发动机,整个流场采用时间迭代方法求解,需要256个CPU(0.8GHz),5天时间得到一个状态的结果,而采用区域推进方法求解相同的流动状态,空间推进区域仅采用1个CPU(2.8GHz),时间迭代区域采用8个CPU(2.8GHz),总共只需要3天左右时间。区域推进求解方法具有高效、灵活和可靠的特点。把区域推进方法做为自动优化设计过程中的CFD分析工具,结合优化外形的参数化描述以及计算网格的自动化生成,使用成熟的优化工具,实现了吸气式高超声速飞行器尾喷管的单目标和多目标自动优化设计。高效准确的湍流流动的CFD分析工具,使得一个设计循环仅需40秒左右时间,优化循环1000次仅耗时11个小时左右,整个优化过程在单个CPU上得以快速完成。优化后的尾喷管的升力和推力都有了较大的提高。本文包含七章内容。第一章是引言,介绍研究工作的意义和国内外进展以及本文的研究内容。第二章介绍流动的时间迭代求解方法以及本文采用的先进壁面函数边界条件,验证了壁面函数边界条件在亚跨声速和超声速流动中的准确性以及本文采用的热完全气体模型。第三章采用本文开发的CFD软件,验证和确认了吸气式高超声速飞行器典型流态的气动热和气动力分布,计算了一体化高超声速飞行的气动热和气动力,为工程设计提供了可靠的气动热、气动力数据。第四章介绍了求解包含超声速层流、湍流和有限速率化学反应流动的空间推进求解方法,并对开发的空间推进程序进行了严格的验证确认和应用。第五章提出和实现了复杂超声速流动的区域推进求解,把该方法应用在了实际工程问题的求解中,取得了较好的计算结果和较高的求解效率。第六章结合流动的区域推进求解方法,完成了高超声速飞行器单壁膨胀尾喷管的自动优化设计,使尾喷管的性能得到了大的提高。第七章是本文的结束语。