随着马赫数的提高,高超音速飞行器的气动加热越来越严重,对材料和设备的要求也越来越高。其中驻点处气动热最严重,只有准确计算驻点热流及机身非驻点热流,才能为高超音速飞行器热防护设计提供可靠的依据。主要针对马赫数4.5高超声速钝头体飞行器,本文采用直接数值模拟方法求解Navier-Stokes方程,计算壁面取不同的边界条件下的基本流场,得到驻点热流及机身非驻点热流分布情况。根据流动特征,分析比较了只考虑导热的结果的不足,提出了采用对流换热公式用于热流的计算更合理和符合实际飞行情况。还将数值计算与工程计算的结果进行了比较。获得的主要结果如下:1、用傅里叶热传导公式计算马赫数4.5高超声速钝头体飞行器驻点热流发现,驻点处的温度及热流并非最大,与气体动力学理论相违背。原因是忽略了驻点附近存在着气体流动,说明只考虑导热所得到的结果是不合理的。2、针对零攻角和小攻角高超声速钝头体飞行器,采用对流换热公式计算。发现当攻角为零时驻点热流最大,对于有攻角的非驻点热流,迎风面的热流大,热流最大峰值出现在迎风面的相应的驻点位置;随着来流马赫数和攻角的增大,驻点热流峰值越明显。有攻角相同时间间隔驻点处的温升最大,迎风面的温升高于其它面。3、与工程计算的结果比较发现,采用对流换热公式计算驻点热流和非驻点热流,与工程计算公式的结果定性一致,但定量上比工程计算公式有较大差别。这也为进一步深入研究提出了需求。