高温气体流动数值模拟被广泛应用于导弹、航天飞行器、飞船及各类星球探测器等高超声速飞行器（或高焓风洞试验模型）的气动力特性、气动热环境、等离子体环境和目标特性等方面的预测和评估，可以为飞行器气动外形布局优化、气动操控系统、热防护系统、探测识别系统、预警跟踪系统、电磁通信系统、红外制导系统、发动机推进系统，以及配套高焓风洞试验系统的设计提供重要的技术支持，是当前世界各国竞相研究的热点。

高超声速飞行器再入地球或各类星球大气层的过程中，再入速度一般在3千米/秒以上，甚至达到第一或第二宇宙速度，飞行器头部激波层内的温度可高达8000开以上。以地球大气为例，在一个大气压下，800开时，氧气分子和氮气分子的振动开始被激发；温度再高，氧气分子（2000开）和氮气分子（4000开）开始离解；温度更高时（6000开），电离反应发生；而在高空低压力环境下，氧气分子和氮气分子开始发生离解和电离的温度更低。一般而言，随着温度的升高，激波层内的高温混合气体会产生离解、电离、置换和复合等复杂的化学反应，气体分子中的平动、转动、振动和电子温度等内能模态会产生不同程度的激发，飞行器表面发生催化、微烧蚀或严重烧蚀现象。这些复杂的气动物理现象，统称为高温气体效应。高温气体效应包括热化学（热力学和化学）的平衡、非平衡和冻结三种状态。高超声速飞行器飞行过程中，气体流动的特征时间与化学反应和热力学松弛的特征时间随流场区域的不同存在较大差异，热化学平衡、非平衡和冻结三种状态在流场中往往同时存在，很难严格限定区分，一般统一采用高温气体非平衡效应进行描述，冻结和平衡流可以看作非平衡流动的两种极限状态。由此可见，高温气体流动数值模拟必须考虑热化学外平衡等高温气体效应。

20世纪60～70年代，计算机技术的发展和工程应用的实际需求，促进了高超声速流动数值模拟的发展。这一时期，对于高温气体流动，主要采用等效比热比方法进行研究，其特点在于气体模型处理相对简单，计算量与一般完全气体数值模拟相差不大。

20世纪70～80年代中期，人们研究出可行的计算方法和可信度高的物理模型，在这段时间内，对高温气体流场数值模拟时，主要考虑化学非平衡效应，而没有充分考虑热力学非平衡效应。数值模拟主要是通过求解化学非平衡（或平衡）边界层方程、无黏方程、黏性激波层方程、抛物化N-S方程（PNS），以及N-S方程。在模拟定常黏性流动时，相比采用时间相关法求解全N-S方程，采用空间推进方法求解定常PNS方程不仅可节省一到两个量级以上计算时间，还可大大节省计算机内存，因此，求解PNS方程的空间推进方法在求解化学平衡流、化学非平衡流动问题中得到了广泛应用。

随着计算机技术的进一步发展，20世纪80年代中期～21世纪初，在总结大量实验得到更加可靠的计算模型和物理化学数据的基础上，开展了高温气体热化学非平衡流动研究，研制出大量适合高超声速飞行器流场计算的软件。1984年，C.帕克发表了计算电离空气所需的化学反应模型及数据，并建立了NEQAIR的计算程序。同年，J.H.李发表了计算空气动力热化学非平衡流动的方程组和弛豫模型。1986年，P.尼奥福建立了著名的大型计算软件LAURA。它采用迎风偏置、点隐式松弛算法，可以计算三维高超声速热化学非平衡黏性流动的数值解。此后，L.C.哈通在LAURA的基础上，建立了计算程序LORAN，该程序不仅可以计算高超声速飞行器头身部流场，还可以模拟尾迹流动，并获得了与实验符合较好的结果。1990年，R.N.古普塔等通过钝锥体风洞实验模型研究，建立了混合空气化学反应Gupta模型。1993年，帕克在高温空气化学模型及其在非平衡流动问题应用研究的基础上，提出了考虑热化学非平衡效应的两温度化学模型，并经过持续研究，发展形成了改进版本的Park模型。1994～2001年，帕克等人对数值模拟火星大气环境再入等离子体流动的化学模型及含防热材料烧蚀产物的化学模型开展了深入研究。

21世纪以来，尽管关于热化学非平衡模型的研究鲜有突破性进展，但对热化学现象以及流动作用机理的研究从未停止，仍是当前世界各国竞相研究的热点。对于高超声速热化学非平衡流动认识的不足一定程度上制约了高超声速飞行器的发展。例如，2010年和2011年，HTV2两次飞行试验失败，其项目经理总结道：对飞行器在马赫数20的飞行条件下空气动力现象在认识上尚存在盲区，两次失败的原因均与高超声速高温气体流场预测不准确有关，飞行器表面温度可高达2000摄氏度，气动热环境等气动特性在激波、高温气体效应、难以量化粗糙度分布的非光滑物体表面、烧蚀、表面化学现象和未知自由流扰动的情况下难以预测。2012年和2013年，以高超声速双锥流动为代表开展的系列验证和确认研究表明，现有的热化学反应模型精度仍制约着某些情况下高温气体流动的准确模拟。

研究高温气体流动数值解的方法很多，早期采用的等效比热比方法只需求解一个连续性方程、三个动量方程和一个能量方程共5个方程，计算过程与完全气体数值模拟过程相似。目前较常用的方法是基于求解热化学非平衡N-S方程的计算流体力学方法。该方法中除了要求解之前的5个方程，在考虑高温气体化学反应时，还要求解组分守恒方程，一般为混合气体组分数减1个，而有电离反应时为组分数减2个（还有1个为电荷守恒方程）；在考虑振动非平衡效应时，还要求解一个或多个振动非平衡能量方程；在考虑电离非平衡效应时，还要求解电离非平衡能量方程。除此之外，还要通过耦合表面温度计算模型、催化特性计算模型、防热材料氧化烧蚀模型等边界条件处理方法，建立高温气体流动数值模拟方法。

在高温空气化学反应模型方面，最具有代表性的有Park模型、Dunn-Kang模型和Gupta模型。较常用的空气组分模型有5组分、7组分和11组分的模型。除此之外，还有很多其他气体化学反应模型，如火星大气化学反应McKenzie模型和Park模型、碳基/硅基等材料烧蚀流场气体化学反应模型、超燃发动机可燃介质化学反应模型等。

在热力学能态激发模拟方面，较常用的是各能量模态平衡的一温度模型（热力学平衡）、考虑分子组分振动非平衡的两温度模型（热力学非平衡）、考虑电离非平衡的电子温度的热力学三温度模型等。此外还有考虑多种分子振动非平衡或多振动模态非平衡的多振动温度模型。如果振动松弛特征时间和化学反应特征时间接近，还要进一步考虑热力学激发和化学反应耦合作用，采用振动离解耦合模型，例如通过耦合因子修改化学反应速度公式来考虑振动对离解反应影响的CVD模型、离解反应对振动影响的CVDV模型、建立在经验拟合曲线基础上双温模型来描述振动-离解耦合关系的Park模型、考虑振动和两种反应耦合关系的CVCV模型，以及耦合系数CVDEV模型等。

①高效、高精准度、高鲁棒性的数值离散方法研究。相比完全气体，考虑高温气体效应的控制方程更为复杂，相应的计算量大大增加，这就要求计算方法具有较高的时间效率。同时，由于求解的刚性问题以及各种非平衡效应与激波层、边界层耦合，使计算的稳定性和收敛性变差。因此，发展高效、高精准度、高鲁棒性的数值离散方法，一直都是高温气体流动数值解研究的基础内容。

②符合物理实际的物理化学模型研究。高超声速飞行器飞行过程是一个与周围大气不断地进行能量交换的过程。当飞行器从再入到落地，所失去的总能量（势能和动能）都转变成周围大气的动能和内能及飞行器表面状态变化所需的能量，从而导致周围大气流动状态、热/化学状态变化和飞行器表面产生烧蚀。高超声速飞行器在飞行过程中发生的主要化学物理变化有：飞行器周围气流可能会由层流变为湍流；飞行器周围流场中化学反应可能由化学非平衡转变为化学平衡：飞行器周围流场中高温气体热力学状态由热力学非平衡转变为热力学平衡；飞行器表面因受气动加热温度非均匀上升发展到出现微烧蚀或严重烧蚀；空气除了主要成分氧气分子和氮气分子，还有二氧化碳分子和水蒸气分子等组分，这些组分的辐射特性非常强。另外，在飞行器流场和表面发生的化学反应可分成如下三类：高温纯空气的化学反应、飞行器表面催化反应、飞行器表面材料烧蚀反应。飞行器周围气流的流态、化学、热力学和飞行器表面状态随飞行高度变化都不是突然发生的，需经历一定飞行过程。在高超声速飞行器飞行过程中，随着高度下降，流场中的物理化学现象互相耦合，要准确预测流场特性，必须建立符合物理实际的物理化学模型，尽量真实模拟流场中的复杂物理化学现象。

③高温气体效应的影响及规律研究。高温气体效应会对高超声速飞行器气动特性造成显著影响：气体分子能量激发和化学反应吸收了大量能量，较大地降低了流场的温度，从而改变了飞行器的受热环境；高温下的非完全气体性质使得流场中激波位置和分离区大小等流动性状发生改变，从而影响飞行器的气动力/热特性；高温下热化学反应产生的离子和电子形成等离子体层，对雷达信号或雷达散射截面产生严重影响，甚至对无线电通信产生屏蔽作用导致通信中断（即“黑障”现象）；高温下气体组分的能级跃迁产生光子辐射，光辐射现象导致再入弹头流场光学特性发生改变，严重的光辐射可以改变飞行器的热环境。因此，研究高温气体效应的影响及规律是高超声速飞行器设计及其气动特性预测的基础，也一直是高超声速飞行技术研究的关注重点。

尽管高温气体流动数值解经历了几十年的发展，取得了很大的成就，并解决了大量实际工程问题，但在物理化学模型完整性、各类高温气体现象模拟的广度和深度、高性能（高效、高精准度、高鲁棒）计算等方面仍需要进一步发展：①高温气体非平衡流场大规模计算并行技术研究；②高超声速飞行器表面材料催化特性和烧蚀特性研究；③高温气体化学反应模型和热力学温度模型的验证研究；④高超声速飞行器喷流控制非平衡流场计算方法研究；⑤高温高焓设备驻室/喷管/试验段/试验模型非平衡流场一体化数值模拟；⑥高温气体非平衡流场/表面热响应温度场的耦合数值模拟；⑦高温气体非平衡流场/辐射场耦合的数值模拟研究；⑧等离子体流场/电磁场的耦合数值模拟研究；⑨高温气体效应气动力/热等的高焓风洞试验和飞行试验验证研究。