摘要：近空間高超聲速飛行器當(dāng)飛行高度和速度足夠高時,其流場計(jì)算可能要考慮稀薄氣體效應(yīng),傳統(tǒng)的計(jì)算流體力學(xué)(CFD)方法預(yù)測的阻力和升阻比將不夠準(zhǔn)確。而現(xiàn)有的模擬稀薄氣體流動的計(jì)算方法由于其計(jì)算量巨大,難以在工程實(shí)際中應(yīng)用。因此需要發(fā)展能用于近空間高超聲速飛行器流場的可行、可靠的計(jì)算方法。陳杰和趙磊在文獻(xiàn)[1]中針對邊界層中既有強(qiáng)剪切而氣體分子自由程又相對較大的情況進(jìn)行分析,提出了刻畫此類局部稀薄效應(yīng)的無量綱參數(shù)Zh,并提出了在傳統(tǒng)CFD中通過采用依賴于Zh參數(shù)的等效黏性系數(shù)考慮局部稀薄效應(yīng)對阻力計(jì)算影響的研究思路。因此,本文嘗試將此等效黏性系數(shù)納入CFD模型中,以在70km高空,以馬赫數(shù)15飛行的小迎角鈍平板為例,來檢驗(yàn)計(jì)算方法是否合理可行。結(jié)果表明:和傳統(tǒng)的CFD方法所得結(jié)果相比,新模型計(jì)算的阻力減小,升阻比增加,其改進(jìn)的方向與現(xiàn)有飛行試驗(yàn)結(jié)果定性相符,且所增加的計(jì)算時間非常有限,可方便地應(yīng)用于現(xiàn)有的計(jì)算空氣動力學(xué)中。