《AIAA航空航天技術(shù)叢書:高超聲速和高溫氣體動力學(xué)(第2版)》較系統(tǒng)地闡述了高超聲速和高溫氣體動力學(xué)的基本知識，全書分為3部分，共計18章，并含有8個設(shè)計實例，分別介紹了無黏高超聲速流動、高超聲速黏性流動以及高溫氣體動力學(xué)的基本知識，全書內(nèi)容詳盡，語言生動，并緊跟時代前沿，對不同層次的讀者均有一定的參考價值。
《AIAA航空航天技術(shù)叢書:高超聲速和高溫氣體動力學(xué)(第2版)》可供工程院校相關(guān)專業(yè)高年級本科生和研究生，以及專業(yè)技術(shù)人員參考使用。
作者：（美國）小約翰·D.安德森（John D.Anderson） 譯者：楊永 李棟
第1章一些基礎(chǔ)思想
1.1高超聲速飛行——一些歷史上的第一次
1.2高超聲速流動——為什么如此重要？
1.3高超聲速流動——是什么？
1.4氣動力和氣動加熱的根本來源
1.5高超聲速飛行軌跡：速度一高度圖
1.6小結(jié)
習(xí)題
第1部分 無黏高超聲速流動
第2章高超聲速激波一膨脹波關(guān)系式
2.1 引言
2.2高超聲速激波基本關(guān)系式
2.3 以高超聲速相似參數(shù)給出的高超聲速激波關(guān)系式
2.4高超聲速膨脹波關(guān)系式
2.5小結(jié)
習(xí)題
第3章當(dāng)?shù)乇砻嫘倍确?nbsp;
3.1 引言
3.2牛頓流動
3.3修正的牛頓理論
3.4牛頓理論的離心力修正
3.5牛頓理論的真實含義
3.6切楔法和切錐法
3.7激波一膨脹波法
3.8小結(jié)
設(shè)計實例3
習(xí)題
第4章高超聲速無黏流場：近似方法
4.1引言
4.2控制方程
4.3馬赫數(shù)無關(guān)性原理
4.4高超聲速小擾動方程
4.5高超聲速相似律
4.6高超聲速小擾動理論：一些結(jié)果
4.7關(guān)于高超聲速小擾動理論的評述
4.8高超聲速等價原理和沖擊波理論
4.9薄激波層理論
4.10小結(jié)
習(xí)題
第5章高超聲速無黏流場：精確方法
5.1 總體思想
5.2特征線法
5.3時間推進有限差分法：高超聲速鈍頭體問題
5.4高超聲速激波形狀關(guān)系式
5.5激波一激波干擾
5.6有限差分空間推進法：歐拉方程的其他解法
5.7當(dāng)前技術(shù)發(fā)展水平
5.8小結(jié)
設(shè)計實例5.1
設(shè)計實例5.2：高超聲速乘波體——第1部分
習(xí)題
第2部分 高超聲速黏1生流動
第6章黏性流動：基本概念，邊界層解及氣動加熱
6.1 引言
6.2黏性流動控制方程：納維一斯托克斯方程
6.3相似參數(shù)和邊界條件
6.4高超聲速流動邊界層方程
6.5高超聲速邊界層理論：自相似解
6.6非相似高超聲速邊界層
6.7高超聲速轉(zhuǎn)捩
6.8高超聲速湍流邊界層
6.9參考溫度方法
6.10高超聲速氣動熱：對應(yīng)用于高超聲速飛行器的一些評注和近似
結(jié)果
6.11焓層對氣動熱的作用
6.12小結(jié)
設(shè)計實例6.1
設(shè)計實例6.2：高超聲速乘波體——第2部分
習(xí)題
第7章高超聲速黏性干擾
7.1 引言
7.2強黏性相互干擾和弱黏性相互干擾：定義和描述
7.3 x在高超聲速黏性流動相互干擾中的地位
7.4其他黏性干擾結(jié)果
7.5高超聲速激波邊界層干擾
7.6小結(jié)
設(shè)計實例7：高超聲速乘波體——第3部分
習(xí)題
第8章高超聲速黏性流動中的計算流體力學(xué)方法
8.1 引言
8.2黏性激波層技術(shù)
8.3拋物化N—S方程
8.4全N—S方程
8.5小結(jié)
第3部分 高溫氣體動力學(xué)
第9章高溫氣體動力學(xué)：導(dǎo)論
9.1高溫流動的重要性
9.2高溫流動的性質(zhì)
9.3空氣的化學(xué)效應(yīng)：速度—高度圖
9.4小結(jié)
第10章化學(xué)反應(yīng)氣體的若干熱力學(xué)問題（經(jīng)典物理化學(xué)）
第11章統(tǒng)計熱力學(xué)基礎(chǔ)
第12章分子運動論基礎(chǔ)
第13章化學(xué)與振動的非平衡
第14章無黏高溫平衡流動
第15章無黏高溫非平衡流動
第16章動力學(xué)理論重新審視：高溫氣體中的輸運特性
第17章高溫黏性流動
第18章輻射氣體動力學(xué)簡介
后記
參考文獻
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在這一過程中，我們討論了許多有關(guān)高超聲速邊界層的流體動力學(xué)詳盡屬性。所以，在討論分析進行到此處，有必要回顧一下（6.1節(jié)討論過的）研究高超聲速黏性流動的實際原因，亦即從高超聲速飛行器和設(shè)施設(shè)計的實際角度出發(fā)，估算表面?zhèn)鳠岷捅砻婺Σ潦侵陵P(guān)重要的考慮。不僅如此，在這兩項任務(wù)中，盡管表面摩擦在專門設(shè)計細長飛行器的氣動效率時非常重要，但表面?zhèn)鳠釁s通常是影響傳統(tǒng)高超聲速飛行器設(shè)計特征的決定性因素。因為氣動加熱在高超聲速飛行狀態(tài)下的重要性，本節(jié)對此主題給出一些詳盡闡述。
既然已經(jīng)確立了氣動加熱的重要地位，檢驗各種用于估算高超聲速飛行器傳熱問題的計算方法是具有指導(dǎo)意義的。在本章所介紹的思想構(gòu)架內(nèi)，最準(zhǔn)確的方法應(yīng)該為如下所列。
（1）像5.3節(jié)和5.5節(jié)描述的那樣，采用適當(dāng)?shù)腃FD數(shù)值計算方法求出繞飛行器的三維無黏流動。如此計算出的表面流動參數(shù)可以為邊界層計算提供邊界層邊緣條件。
（2）參照6.6節(jié)的描述，利用這些邊緣條件，采用準(zhǔn)確的差分方法計算邊界層參數(shù)型。然而，必須指出一個重要的差異。在6.6節(jié)中，我們只討論了二維邊界層問題。這些二維計算可被近似地沿著由三維無黏流算出的流線上使用，并忽略垂直于這些流線的任何橫流梯度。不過，在大橫流梯度區(qū)域，這樣的“當(dāng)?shù)囟S流”邊界層計算是肯定不合適的。唯一真正準(zhǔn)確的方法應(yīng)該是采用三維邊界層計算。我們沒有討論這樣的三維邊界層計算，這部分內(nèi)容超出了本書的范圍。這類計算是目前的前沿?zé)狳c研究問題，而不是僅靠將邊界層方程由二維變成三維，然后按部就班地進行差分求解那么簡單。任何對三維邊界層方程的數(shù)值解法都必須關(guān)注不同的？影響區(qū)”，這與在特征線法分析中所涉及的情況類似。不過，借由一定的努力，是可以得到三維邊界層解的（見參考文獻[83]）。在任何情況下，當(dāng)?shù)囟S或準(zhǔn)確三維邊界層解都會給出詳盡的邊界層內(nèi)流場參數(shù)型，當(dāng)然也包括物面處的當(dāng)?shù)販囟忍荻取?/span>
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