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    发表了著名论文《高超声速流动的相似率》[2]
    。冷战以来由于美、苏双方在高速
    气动领域内的军事需求越来越大,该领域获得了很大的发展,取得了大量的研究
    成果。20世纪40至 50年代,高速风洞的概念被提出,并于50年代后实际建成
    了一批炮风洞、热射风洞、激波风洞,风洞概念的提出和实践帮助高速空气动力
    学取得了极大地进步。
    气动热的研究伴随高速空气动力学的发展而不断推进。德国力学家路德文
    希·普朗特(Ludwing Prandtl)提出并建立的边界层理论为气动热的研究提供了
    一种十分有效的分析、计算工具。随着对更高速度飞行器的不断追求,气动热的研究内容不断拓展、深入。从初期的二文简化模型(例如无限大平板、无限长圆
    柱)的气动热计算,发展到如今火箭、航天飞机、空天飞机这些复杂外形飞行器
    的气动热计算;从低速的边界层传热计算进展到包括有热化学反应和质量引射的
    传热计算;从光滑表面的气动热计算到粗糙表面的气动热计算,从附着流到分离
    流的气动热分析; 从边界层相似性解法到N-S 方程的数值模拟求解, 气动热研究
    历经着蓬勃而迅猛的发展[3]
    。目前对于气动热的问题主要有三种研究方法:模拟
    实验、理论分析与数值计算相结合、计算机数值模拟。
    1.2.1 高速气动热工程算法国内外研究现状
    理论分析着眼于流体力学各种方程组的构造和求解, 以及研究这些方程组的
    近似形式。但遇到激波,转捩和湍流等在粘性干扰场中出现的非线性问题时难以
    从理论分析上去求解,人们能够得到的解析解只是一些简化后的方程组,简化的
    形式虽然便于分析参数的影响,但往往不能考虑到粘性干扰流场的所有特性,具
    有很大的局限性。工程计算是在理论分析的基础之上,结合实验结论,推广得出
    的经验或半经验公式。 使用这些公式往往可以对高速气动问题进行快速而准确的
    预测,可以比较合理地反映出高速流场中流体各项参数的变化规律。Riddle F R
    和 Fay  J A[4]
    通过对平衡边界层驻点处解的相似性假定,把高温气流的疏运特性
    与其热力学参数组成的常微分方程系数表示为独立变量解析式,给出了总焓处于
    1549~24158KJ/kg范围内,温度区间为300~3000K 的驻点热流密度公式。通过对
    解离空气冻结边界层的深入研究,卞荫贵[5]
    等分别给出了在完全催化壁与非完全
    催化壁两种情况下的驻点处热流密度计算式。 对于非驻点区,如钝体部分, Lees[6]
    给出高冷壁假设,把压力梯度的影响忽略,得出钝体层流热流密度计算经验公式。
    根据高速流场的精确解,Klamon J H[7]
    给出了钝锥体外形的飞行器表面激波形状
    的表达式。Wool M R[8]
    研究了粗糙表面传热加剧的机理,分别给出了粗糙度热增
    量因子在层流与湍流两种状态下的表达式。 针对高速流场中高温效应对流体热力
    学参数的改变不可忽视这一问题,国内一些科研工作者进行了一系列研究。李俊
    红[9]
    等结合化学反应动力学模型,对“阿波罗”号返回舱的外部流场进行数值模
    拟研究了高温效应的影响,发现高温效应主要集中在薄激波层内。 沈钦灿[10]
    等利
    用气体分配函数的高温平衡气体理论参数计算模型,把高温气体中分子电离、离
    解等因素考虑在内,对高达 20Ma 的成型装药射流头部气动热问题进行了研究,其结果果表明在考虑高温效应的情况下,金属头部的温度远低于理想气体状态下
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