飞行器以高超声速飞行时，会面临极其严重的气动加热与气动阻力问题，前者影响飞行器的结构安全，后者影响飞行器的飞行速度，因此有必要对高速飞行器采取防热减阻措施。针对高超声速飞行器头部气动加热最为严重的情况，本文对高超声速飞行器头部钝头体采用主动式气膜冷却的热防护系统进行研究，利用商业软件FLUENT对带有热防护系统的钝头体流场进行数值模拟研究，分析热防护系统冷却机理及冷却效果影响因素，以期获得合理的热防护系统设计方案。
　　本文首先以已有实验模型为基础，对相应流场进行数值模拟仿真，得到流场性能参数分布结果，并将数值仿真结果与实验结果相对比，验证数值仿真模型的适用性与准确性。
　　对采用逆向喷流实现气膜冷却的热防护系统进行数值研究，分析讨论了逆向喷流总压比对热防护性能与减阻性能的影响，讨论了逆向喷流热防护系统的攻角适用范围，因迎风面的热流随着攻角的增大而增加，当攻角达到10°时，迎风面最大热流值与无冷却时的钝头体表面最大热流值非常接近，逆向喷流产生的冷却方式已经不再适用。
　　对头部采用凹腔热防护的钝头体流场进行数值仿真研究，分析了不同的迎风凹腔径深比对钝头体的外流场、壁面热流分布以及气动阻力的影响规律。研究表明迎风凹腔结构能够有效的降低钝体驻点区域的气动加热问题，迎风凹腔结构能够通过简单的外形设计达到较好的热防护效果；凹腔越深，对钝头体外壁面的热防护效果越明显，凹腔直径越大，飞行器前缘凹腔唇口处的热流密度越低。
　　将迎风凹腔与逆向喷流冷却方式进行组合，对带有组合式热防护系统的钝头体在飞行环境下的流场进行数值仿真研究，分析热防护效能及其影响因素。结果表明：组合式热防护系统的防热减阻性能远好于单一的逆向喷流或者迎风凹腔结构形式；固定凹腔尺寸与喷流马赫数时，较小的逆向喷流总压比就可以达到良好的热防护性能；当仅改变喷流马赫数时，喷流的流速越大，组合式热防护系统的防热效果越好；在本研究的范围内，较细的凹腔更有利于喷流气体膨胀形成稳定流动，防热效果比粗直径凹腔更好；固定凹腔尺寸改变凹腔深度时，在本研究范围内凹腔越深，凹腔内部的激波结构越复杂，防热性能越好；钝化的唇口不利于减少壁面的热流。