为准确预测高超声速飞行器热环境,众多学者致力于高超声速飞行器气动热特性的相关研究,为飞行器热防护系统设计提供重要解决方案,本文旨在根据高超声速飞行器精确热分析方法,将高超速气动热效应转化为机体热分析的半解耦性气动对流换热系数,实现机体温度场与气动流场的解耦计算,并建立超高速飞行器全热效应热分析与红外热像仿真技术的地面等效试验验证模型。本文开展的主要工作如下:1.根据参数化建模方法设计高超声速飞行器几何模型,机身设计基于模线设计法,利用二次曲线方法对机体关键截面处的形状进行参数控制,在确定各参数大小后,实现快速建模。为准确预测气动热特性数据,对飞行器外流场进行结构化网格划分,采用MFP准则确定近壁面的网格尺度。2.采用圆柱体前缘气动热实验对计算程序进行验证,模拟所得到的激波位置与实验吻合,同时气动热数据也与实验数据保持一致。在进行高超声速飞行器气动热数值模拟前,还验证了将MFP准则作为飞行器模型网格划分理论依据的合理性。3.首先分析了高超声速飞行器计算结果中各物理量分布,随后分析海拔高度对飞行器表面绝热温度的影响因素。选定两种飞行状态,对飞行器进行气动热模拟计算得到绝热温度,通过设定机体发射率,得到飞行器辐射平衡温度,并结合辐射平衡法提取对流换热系数,最后考察了发射率的变化对换热系数的影响。4.详细介绍试验原理,并确定试验流程图,对系统各组成部分进行设计选型,主要包括拉法尔喷管的设计和模拟验证。为保证试验持续时间,合理匹配储气罐和空气压缩机,此外还包括选择合适功率的加热器,以及稳定气流还需设立一稳定段,采用红外热像仪收集气动热数据。最后对验证模型进行设计和材料选择,并数值验证样件流场及温度场分布,形成了一套行之有效的可行方案。