超音速飞行器面临气动加热的挑战,为了解决“热障”问题,需要在飞行器外部安装热防护系统,例如,航天飞机上的防热瓦。由于特殊功能的需求,热防护层表面常设计不同的缝隙,这些缝隙会干扰气流边界层,并形成局部热环境。国内外开展了缝隙效应的实验研究,但数值模拟的工作还很少。本文重点探讨气动加热中缝隙效应的科学问题,对实现超音速飞行器热防护系统的精细化设计具有重要意义。本文主要工作由两部分组成：气动加热中的缝隙效应以及降低缝隙效应的措施。首先,基于有限体积法对二维可压缩Navier-Stokes方程进行求解,计算中采用S-A湍流模型输运方程来封闭控制方程,网格划分采用四边形结构网格及三角形网格,采用Roe空间离散格式及Runge-Kutta时间离散格式离散控制方程,并以Green-Gauss Node Based方法来计算控制方程中的导数项,建立了不同攻角、不同马赫数、不同宽深比工况下的模型；利用Fluent软件对跨超声速流动条件下的缝隙效应进行了数值模拟。数值结果表明：缝隙内热流比呈U字型分布,随着缝隙深度的增大,缝内热流比逐渐减小,直至缝内出现“死水区”。缝内热流比随着马赫数的增大而减小,随着攻角的增大而增大。然后,探讨了缝隙效应系数的问题。提出了缝隙效应系数的概念,即缝隙迎风面顶点处热流值与对应位置处光板热流值的比值；建立了不同倒凸角工况下的模型。结果表明：在缝隙迎风面顶点处设置倒角能有效减小缝隙效应系数,在缝隙迎风面顶点处设置凸角,缝隙效应系数增大。本文工作得到了国家自然科学基金项目(No.11272042)的资助。