1. 几何模型和计算条件设置

导入如下图所示的航天飞机外形，进行计算测试。物体外形为使用ICEM构造的STL格式的表面网格文件。表面网格数为50600。具体的几何外形参数如表 1所示。

计算工况的设置情况如表2所示。

1. 气动力计算

在计算设置选项中选择“气动力”，进行气动力相关参数计算验证。

具体的气动力计算设置如表 3所示。考虑到外形中头锥部分有较小的曲率半径，头锥驻点附近离心效应可能比较明显，故其中迎风面计算模型采用修正牛顿流模型，背风面采用超音速线化理论。转捩模型采用Bowcutt模型。

单个工况的计算时间30秒左右。

1.1.1 气动热计算

在计算设置选项中选择“气动热”，进行气动热相关参数计算验证。

具体的气动热计算设置如表4所示，计算工况与气动力相同。考虑到外形中头锥部分有较小的曲率半径，头锥驻点附近离心效应可能比较明显，故其中迎风面计算模型采用修正牛顿流模型，背风面采用超音速线化理论。转捩模型采用Bowcutt模型。

气动热的计算耗时约30秒左右。

气动热的计算结果如下图所示。给出了飞行器表面热流分布情况及按热流染色的表面流线分布。驻点热流峰值约为0.13MW/m2，这较参考值0.141 MW/m2差异小于8%。

更多的热流验证情况如下图所示。可见在沿着飞行器对称面迎风母线和展向截面上，Hi-FATheremo计算得到的热流分布与文献中的参考值基本一致。对称面迎风母线上的热流分布差异基本小于20%，展向热流分布差异小于40%，趋势变化也基本保持一致。