高超声速飞行器的减阻防热问题受到广泛关注,强烈的气动加热现象会导致再入飞行器内部电子器件的损坏,巨大的激波阻力也成为了追求更高速度的障碍。进行高超声速再入飞行器头部模型的减阻防热方案研究具有重要意义。首先,介绍了高超声速流动中气动阻力和气动加热现象;针对国内外公开文献中,迎风凹腔、逆向喷流和组合构型等常见减阻防热方案的实验和数值计算研究进行详细综述。其次,从公开文献中单一构型的迎风凹腔和逆向喷流构型的算例入手,提出具体的数值仿真方法。对逆向喷流构型,宜采用SST k-ω湍流模型,对三维流场应采用一阶空间精度模型求解,在此条件下轴对称性假设也适用。然后,提出新构型迎风凹腔和逆向喷流组合体,并进行网格独立性分析。对比结果可知,一阶空间精度模型对求解具有较好的收敛性,且不同尺度网格流场呈现较好的稳定性和轴对称性。再次,基于提出的数值方法开展性能参数研究,分析了喷流工作参数(喷流总压比、气体种类、马赫数等)、来流攻角、几何尺寸(凹腔尺寸、唇口钝化半径、初始膨胀型线等)等对激波脱体距离、阻力系数和壁面气动参数分布的影响。最后,以减阻和防热为多目标,对新构型迎风凹腔和逆向喷流组合体进行优化。选取喷流总压比及几何构型参数为设计变量,用最优拉丁超立方方法生成样本点,并用数值方法进行采样;用Isight 5.5软件集成的Kriging模型建立近似代理模型,并用多岛遗传算法进行优化求解,生成Pareto最优前沿线。经数值方法检验,该前沿线上的工况可以实现更优的减阻防热效能。论文以高超声速飞行器减阻防热方案为主线,以多目标设计优化为目的,分析了逆向喷流与迎风凹腔组合体和高超声速来流相互作用机理,实现了数值方法验证、性能参数分析到多目标设计优化的全过程。