【摘 要】
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文在研究了一种高超声速飞行器机翼前缘有缝隙的流动基本规律和气动加热特征的基础之上，开展了来流攻角对气动加热影响规律的研究。通过求解三维可压缩Navier-Stokes方程，分析
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文在研究了一种高超声速飞行器机翼前缘有缝隙的流动基本规律和气动加热特征的基础之上，开展了来流攻角对气动加热影响规律的研究。通过求解三维可压缩Navier-Stokes方程，分析了层流状态下，4个不同攻角(0°、5°、10°、20°)对热流分布变化的影响情况.计算结果表明,圆弧段驻点区附近热流幅值和分布规律基本不受攻角变化的影响。平直段区域,随着来流攻角的增加,在迎风面旋涡结构发生变化使得倒圆区附近原来的局部低热流区反转成为局部高热流区；而背风面，攻角的增大,会使得缝隙内热流低值区范围会扩大。
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