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該飛行器上面級(jí)和組合體在設(shè)計(jì)工況下均有較好的氣動(dòng)性能，但并未說(shuō)明上下兩級(jí)分離后、下面級(jí)飛行器返回時(shí)等情況下飛行器的性能；韓天依星等［47］采用嵌入式乘波體設(shè)計(jì)方法設(shè)計(jì)上面級(jí)為乘波雙翼、下面級(jí)為乘波單翼布局的兩級(jí)入軌飛行器，見(jiàn)圖21。該飛行器方案在保證一定容積率的同時(shí)使得兩級(jí)在高超聲速下均有較高的升阻比，但仍未說(shuō)明其他工況下飛行器的氣動(dòng)性能。

再入艙的攻角α=-25°和馬赫數(shù)為17.0。幾何形狀如下圖所示，膠囊是對(duì)稱的。 1、啟動(dòng)Fluent導(dǎo)入網(wǎng)格 啟動(dòng)Fluent軟件，選擇雙精度，設(shè)置并行數(shù)。 導(dǎo)入網(wǎng)格并顯示。

（3）歐盟與多國(guó)合作的高超聲速滑翔體項(xiàng)目進(jìn)入飛行試驗(yàn)仿真階段 2020年4月，歐洲航天局宣布其“高超聲速飛行試驗(yàn)——國(guó)際合作”（Hexafly-Int）項(xiàng)目開(kāi)發(fā)的高超聲速滑翔體已進(jìn)入飛行試驗(yàn)仿真階段。

航天器回收所面臨的挑戰(zhàn)眾多，其中之一就是要戰(zhàn)勝其返回大氣層所產(chǎn)生的高溫。比如2003年哥倫比亞號(hào)航天飛機(jī)失事，就是因?yàn)楦魺嵯到y(tǒng)損壞，飛機(jī)被高溫穿透并解體。再比如，神舟飛船返回艙安全回到地面過(guò)程中，就像一顆閃亮的星星，其溫度可達(dá)約2000度。

比如1971年，蘇聯(lián)聯(lián)盟11號(hào)飛船按程序啟動(dòng)制動(dòng)火箭，再返入大氣層時(shí)，返回艙和軌道艙分離。

在任何可重復(fù)使用的航天器的設(shè)計(jì)中，成功的一個(gè)重要因素是航天器在多次再入條件下的生存能力。 為了實(shí)現(xiàn)這一目標(biāo)，研究團(tuán)隊(duì)熱衷于探索具有不同凹凸度的再入飛行器的凹度如何改變流動(dòng)物理現(xiàn)象和熱分布模式。 一般來(lái)說(shuō)，幾乎所有可重復(fù)使用的航天飛機(jī)的重返大氣層都類似于一個(gè)大迎風(fēng)面的平板，因 為它的迎風(fēng)面是平坦的。 為了解決這個(gè)問(wèn)題，團(tuán)隊(duì)使用了完整的三維 Navier-Stokes 方程。

這可能成為問(wèn)題的應(yīng)用包括高超聲速應(yīng)用、再入飛行器和層流設(shè)計(jì)。 非定常方法，如格子-玻爾茲曼和壁面模型LES (WMLES)，顯示出對(duì)這些流動(dòng)的希望，但額外的計(jì)算成本是一個(gè)障礙，并且它們?cè)陬A(yù)測(cè)光滑體分離的精度與當(dāng)前網(wǎng)格計(jì)數(shù)比混合方法更有爭(zhēng)議。然而，使用這些類型模型的某些代碼可能會(huì)受益于GPU加速，但可能需要進(jìn)行大量重寫(xiě)，考慮到目前的技術(shù)水平，這是一個(gè)雄心勃勃的目標(biāo)。 5.

從兩者氣動(dòng)布局上分析，“新格倫”一子級(jí)下降過(guò)程中迎角將大于超重，更充分利用空氣阻力減速，這有利于減少再入減速段推進(jìn)劑的消耗量。