高超声速飞行器在飞行过程中承受极端的气动热环境,出于防热的需要,飞行器表面会覆盖防热层,而防热层在拼接组装时难以避免地会留有宽度不等的缝隙。这些缝隙有可能引起局部过热,从而留下破坏的隐患。因此,基于气动热力学、传热学、热弹性力学及流固耦合理论,对高超声速环境下缝隙局部热环境问题开展数值模拟工作,该研究将为飞行器防热层的精细化设计提供指导。高超声速流动引起的激波层含有高速可压流动以及近壁面处的低速不可压流动,针对这种流动特征,采用了低速预处理形式的二维可压缩无量纲N-S方程组及Menter SST湍流模型作为流动控制方程。利用单元中心有限体积法对控制方程进行离散,其中,采用一阶差分格式对时间项进行离散,采用二阶中心差分格式对N-S方程组粘性项、湍流模型粘性项及源项进行离散,选择适用于全速度域求解的AUSM+-up迎风格式对N-S方程组无粘项进行离散,而湍流模型无粘项采用一阶迎风格式;不考虑湍流模型源项的刚性,采用LU-SGS隐式方法将流动控制方程构造为离散方程。结合定解条件,利用FORTRAN语言对离散方程进行编程求解,算例验证表明,针对超声速流动开发的程序对激波的捕捉是有效的。在假设缝隙壁面为刚性等温壁的基础之上,建立了高超声速环境下二维缝隙流动的物理模型。首先,基于量热完全气体模型,利用自编的计算程序,对来流条件Ma = 5,攻角α = 0°～30°(间隔5°)工况下的缝隙流动及热环境进行数值模拟。经与α = 0°条件下的实验结果对比,壁面热流分布与实验值吻合,验证了所采用的数理模型及数值方法是合理有效的。其次,考虑高超声速流动中的真实气体效应,采用Srinivasan平衡空气拟合曲线来描述气体的热力学关系和输运特性,并据此拓展了量热完全气体计算程序的求解范围,对来流条件Ma = 12、15.5,攻角α=0°～30°(间隔10°)工况下的缝隙流动及热环境进行数值模拟。数值模拟结果表明:缝隙壁面热流基本呈"U"形分布,在唇缘处达到峰值,并沿缝隙深度方向迅速减小;迎风面唇缘峰值热流随气流攻角的增大而增大;平衡空气模型和量热完全气体模型得到的缝隙壁面热流比分布曲线无明显区别。针对高超声速环境下弹性缝隙流动问题,假设缝隙小变形,选取低速预处理形式的可压缩N-S方程组作为流体域控制方程,采用自编的化学平衡空气计算程序求解。选取稳态热传导方程和热弹性力学方程组作为固体域控制方程,采用有限元法编程求解。流体域计算与固体域计算在流固耦合界面处相互传递边界条件,固体域为流体域计算提供界面位移和温度,流体域为固体域计算提供界面压力和热流。在给定初始流固耦合界面位置和温度后,依次求解流体域和固体域控制方程,并采用动网格技术更新流体域网格,反复迭代这一过程,直至收敛。基于该多场耦合求解算法,编写了高超声速环境下弹性缝隙热-流-固多场耦合计算程序,该多场耦合计算程序通过了算例验证。针对高超声速飞行器头锥前缘缝隙热环境问题,建立了弹性缝隙流动的物理模型,利用自编的热-流-固多场耦合计算程序对弹性缝隙流动及其热环境进行数值模拟,分析了 C/C-SiC材料热膨胀系数和来流参数(马赫数、攻角)对缝隙壁面热流分布的影响。数值结果表明:增大C/C-SiC材料的厚度方向热膨胀系数,会造成缝隙前壁更多地暴露于外流中,引起缝隙前壁热流增大,C/C-SiC材料面内热膨胀系数的作用效果相反;增大来流马赫数和攻角会造成边界层内气体温度升高,引起缝隙壁面热流增大;缝隙结构的热传递主要以防热材料的热传导为主,而通过缝内气体对流传热获得的热量并不显著。