图１０乘波体飞行器模型

Ｆｉｇ．１０

Ｗａｖｅ－ｒｉｄｅｒｖｅｈｉｃｌｅｍｏｄｅｌ

可知，本文方法的计算结果与数值计算方法所得结果在变化趋势以及数值分布上具有较好的一致性，因此本文方法能够满足对乘波体外形气动热工程估算的需求。

图１１

Ｏ。攻角乘波体飞行器背风面中线热流分布

Ｆｉｇ．１１

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图１２

００攻角乘波体飞行器迎风面中线热流分布

Ｆｉｇ．１２

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万方数据

４结论

本文基于牛顿最速下降理论获取表面流线，利用修正牛顿理论获得表面压力分布，采用高温气体特性拟合公式和参考焓法计算表面气体特性参数，建立了高超声速飞行器气动热工程计算方法，仿真结果分析表明：本文所采用方法通过合理的工程近似，较显著地简化了计算过程，在计算高超声速飞行器表面热流密度方面具有较高的计算效率和精度，适用于复杂飞行器外形，能够满足在

高超声速飞行器方案设计阶段气动热工程估算的需求，在实际应用中具有一定参考价值。

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