飞行器在高速飞行时,头部受到强烈的阻力和气动加热,在飞行器设计中最重要的问题之一就是如何减少阻力和加热。采用反向喷流技术可以很好地减阻降热,进行反向喷流的研究对实现飞行器速度的提升,进行有效的热防护有重要意义。本文主要研究了以下几个方面:(1)用数值方法模拟了自由喷流流场,研究控制参数压力比对自由喷流流场的影响,根据数据得出结论:自由喷流会出现链状的波系结构,链状结构的节长随压力比的增大而增大,沿喷流方向逐渐减小;各参数在喷流轴线呈正弦波状分布,波峰值间距与波谷间距逐渐减小,最终各参数趋于外界静止流场与之相平衡;压缩波与膨胀波交替分布,临界状态时参数波动最小产生的推力最大。(2)用数值方法模拟了反向喷流流场及稳定性问题,得出结论:反向喷流压力比的值较小时,不会形成稳定的流场,喷口会形成类似自由喷的链状波系结构;高马赫数下的反向喷流减阻效果较好,形成的滞止马赫盘面积更大,弓形激波的面积也较大;干扰流场的稳定是流动参数存在细微变化的相对稳定而不是绝对的稳定,流场的各参数做周期性的变化。(3)数值模拟了有攻角的反向喷流,分析其减阻效能,提出了组合喷流的方案并数值模拟得出结论:反向喷流在各种攻角下均能有效地减小飞行器阻力,喷流的压力比越大,阻力系数越小;阻力系数随着攻角的增大而增大,上下壁面的压力、密度及温度等参数的差值也随着攻角的增大而增大;组合喷流的减阻效果和抗干扰性要好于旧式的反向喷流。