随着计算技术的提高,发展流/固/热耦合数值模拟仿真方法称为目前高超声速气动弹性研究的一个重要方向.本文采用以结构时间计算步长作为整体推进时间步长的既考虑到了加热对流场的影响又保证较小的计算量的松耦合方法将本课题组自主开发的非结构混合网格流场求解器(HUNS3D)与基于有限元法的开源结构力学分析程序CalculiX进行源代码级融合，并采用十分适合非结构体网格变形和复杂外形的径向基插值函数(RBF)进行CFD网格和CSD网格之间的数据传递，实现热环境下高超声速飞行其气动弹性的精确预测。传统RBF方法虽然计算精度较高，但是计算量庞大。为了提高计算效率，本文发展了基于双边选点贪心算法的多级子空间RBF插值方法。传统的贪心算法中只选择误差最大的单个点，但双边选点贪心算法中一次选择两个误差最大的点来参与贪心迭代。经数据精简算法改进的RBF插值对网格变形和结构网格到流体网格上的网格位移插值都十分有效。为了进一步提高CFD网格和CSD网格之间的气动热、气动力和表面温度插值的计算效率以及降低插值参数对计算结果的影响，对RBF插值进行了局部并行化。以气动力插值为例进行说明，对每个结构网格点选择一组距离最近的气动力点，进行RBF插值。该方法可将大的线性方程组分解为许多单独求解的小方程组，不仅减小了内存使用和处理器负载，也降低了插值参数的影响，提高了计算效率。为了验证本文提出的气动/热/结构/耦合分析方法，将1987年Allan R. W ieting 在NASA LANGLEY 8-ft高温风洞中所做的激波相互作用下的圆柱壳前缘气动加热试验中的气动加热过程采用数值计算仿真的方法进行模拟。发现考虑气动加热效应与不考虑气动加热效应的热流值有很大的不同，表明考虑热（静）气动弹性性能分析在高超声速飞行环境中的重要性。并且与试验值对比后发现，该方法具有较高的精准度。
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