临近空间高超声速飞行器具有远程到达、快速投送、精确打击等优势,成为航空航天领域的研究热点,而高超声速流动由于涉及激波-边界层干扰、边界层转捩、黏性效应、稀薄效应等影响,气动热预测较为棘手。本文在充分考虑高超声速复杂流动机理的情况下,对气动热工程预估、数值模拟和直接蒙特卡洛模拟进行研究。主要工作有:(1)研究气动热快速工程计算方法,编写计算程序,并以带攻角钝双锥体做算例验证,研究气动热受流动条件的影响情况。(2)对气动热数值模拟格式效应和网格效应进行研究,表明气动热对壁面法向网格尺度非常敏感,必须在边界层内布置足够多网格以准确模拟分离流气动热问题;不同湍流模型对弓形激波后驻点区和激波-边界层干扰分离区的热流模拟能力不同,必须根据流动类型谨慎选择。(3)采用并行计算求解三维HIFiRE-1高超声速飞行器气动热,分析激波-边界层干扰气动热机理,结果表明,飞行器拐角处诱导产生的分离激波与裙体再附激波相交形成“三叉”激波,这是热流和压力急剧上升的根本原因。对HIFiRE-1飞行器气动热影响因素及机理分析得出,降低来流马赫数时,激波远离壁面,能大幅降低再附热流;降低来流雷诺数不会明显改变流动结构,但壁面热流显著降低;裙体张角减小时,分离泡减小,壁面热流能大幅降低;裙体长度减小至分离流无法完成再附时,壁面热流能够迅速降低。此外,飞行器壁面温度升高也有利于降低壁面热流密度,但效果有限。(4)采用DSMC方法与带滑移条件的CFD方法研究稀薄流区气动热,表明流动进入滑移流区后,克努森层变厚,NS方法误差明显过大,添加二阶Beskok滑移条件能显著改善CFD方法模拟圆柱表面热流密度的准确性。同时,在空气不够稀薄的情况下,DSMC方法需要巨大的初始分子数,耗费计算资源,而带滑移条件的CFD方法则效率较高、精度适中,是工程上预测气动热比较可靠的方法。