国外研究现状目前，国外对缝隙内部流动和热环境的研究主要从缝隙流场结构和缝隙热流分布两方面进行。在对流场结构研究方面，由于该类高超声速流缝隙内部的流场结构显示很困难，目前还没有高超声速缝隙流动流场的实验图像记录，但已有研究者在水洞中对缝隙内部的漩涡结构进行了观测实验。由于实验测试耗费巨大，以及目前实验方法尚未完善，通过数值模拟研究缝隙内部流动与传热特性，成为高超声速飞行器结构设计过程中的一项主要依据。目前国内外都在试图寻找一种通用的数值模拟方法来研究缝隙结构给高超声速飞行器外部流场带来的影响，这些都是基于与大量实验或者理论计算结果的对比来完成的。83124

R。L。HAUGEN[6]最早在水洞中开展缝隙内漩涡的观测实验，其构建如图1。3（a）所示的缝隙结构示意图，其中缝宽固定在2。5英寸，缝深是可调整的，最大可达到4。5英寸，实验研究结果表明在缝隙内部的壁面处出现边界层的分离，由此形成漩涡。如图1。3（b）所示，论文网在深宽比为1。0的缝隙结构内的流动出现了一个稳定的漩涡，当深宽比增大到1。75时开始向两个漩涡过渡，直至深宽比接近2。0时，出现两个稳定的漩涡，最后，当深宽比为2。5时又会再次出现漩涡过渡。

Nestler[7]对缝隙内部的传热系数进行了测量，如图1。4所示，图中数值均为缝隙壁面的传热系数与平板表面传热系数的比值。之后又将该实验数据和已有文献数据，归纳总结得出一个经验公式，该公式可以对缝隙内部的传热情况进行简单的估算。该经验公式是由可压缩湍流边界层理论求得：

式中：—缝隙底部中点处的热流密度；

—平板表面的热流密度；

—用缝隙处X坐标值计算的雷诺数； 

—缝隙的高度和宽度；

—气流的比热比；

—气流的马赫数；

—可压缩流平板表面的热流密度；

—不可压缩流平板表面的热流密度。

Allan R。wieting[8]在美国国家航空航天局研究中心进行了高超声速缝隙流动的实验研究，实验使用甲烷与高压空气混合燃烧后的产物作为测试介质来进行高超声速飞行模拟。所有实验测试的来流马赫数为6。9，来流攻角为0°，来流滞止温度约为1700K和1900K，滞止压力约为11MPa和14MPa，缝隙模型的宽深比在0。063和0。524之间变化。实验热流分布与非粘性缝隙流动的理论分布相符（如图1。5）。研究结果表明,局部热流密度随缝隙宽度的增加而增大（如图1。6），热流在缝隙后壁面上方达到最大值，又随着缝隙湿周的增大而减小，此外缝隙平均热流值比平板热流值小（如图1。7）。

2013年，日本YOKOI等人[9]，通过在高超声速风洞中进行的缝隙流动实验，并结合相应的CFD运算，对高超声速气流在缝隙内部流动结构和气动加热问题进行了研究。研究结果表明，在缝隙后壁面的上端存在高热流区域，该处的热流值可以达到平板热流值的3~4倍。

2  国内研究现状

唐功跃，吴国庭等人[10]对不同来流马赫数、不同来流攻角下缝隙内部流动和缝隙流动机理进行了研究，明确了缝隙流动结构和传热特性，并通过对控制方程进行合理简化，得出缝隙内部气流的传热模型和缝隙内部热环境的计算模型。通过有限差分的方式进行数值计算，得到了不同来流情形下缝隙内热流受影响的深度与来流条件的关系曲线，将计算与已有实验结果的对比，如图1。8，证实了该结果在工程技术范围内可以较好地吻合。