高超声速飞行器在高空飞行过程中,前缘受到强大的激波阻力和严重的气动加热,因此,如何减小阻力,减小飞行器表面气动加热是高超声速飞行器设计中要考虑的最重要的问题之一。本文以高超声速楔形体为研究对象,通过求解N S方程数值模拟幂次前缘楔形体的高超绕流流场,分析了不同幂次参数外形的减阻情况并对所选择最优幂次前缘楔形体的逆向冷喷流减阻情况进行了细致的研究分析。本文研究内容主要包括以下几个方面:首先对幂次前缘楔形体的前缘外形优化进行分析。对不同幂次楔形体飞行器外形的高超绕流流场进行了数值计算,从减阻和降热两个方面确定了最优幂次前缘楔形体外形。其次对逆向喷流的减阻效果进行了分析研究。对最优外形有喷流和无喷流的情况分别进行了计算,比较了楔形体飞行器的阻力大小和其表面热流分布情况。计算结果显示有喷流与无喷流时相比阻力明显降低,而且头部热流也有相应的减弱。最后通过设置不同的喷流总压比,对最优外形的喷流减阻情况、激波脱体距离等较系统的进行研究。研究结果显示当前缘幂次函数幂指数为0.8时,幂次前缘楔形体的减阻效果达到最佳;逆向喷流能起到减阻的作用,且随着喷流总压比的增大,在一临界值前后,激波脱体距离随之增大,在该临界值存在一个间断。研究结果为楔形体高超飞行器的减阻及降热提供了一定的理论依据。