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本文通过数值模拟和风洞试验两种手段研究了来流马赫数M∝=4、喷流压比Pj/P∝=156.8、不同攻角下的三维高超声速底部喷流干扰流场.研究结果表明超声速底部喷流干扰流场结构复杂,有、无喷流时底部流场有很大不同,对气动力系数影响显著;在大喷流压比情况下,喷流干扰使的导弹纵向气动力系数下降、压心前移.最后,对数值模拟与风洞试验在结果上的差异进行了分析.