随着人类对高速飞行的不断追求与探索,高超声速飞行器所处环境流场的真实气体效应渐趋显著,伴随冲压发动机和RCS（Reaction control system）控制系统在飞行器推进与控制系统上的广泛应用,高温空气化学非平衡效应与燃烧效应的干扰对飞行器整体性能产生了重要影响。为了探索化学反应效应影响特性,尽可能还原真实流动特征,开展空气化学非平衡流与燃烧流共存的混合化学反应流场数值模拟研究具有重要意义。本文基于热力学平衡气体假设,以多组元Navier-Stokes（N-S）方程为基础,发展了混合化学反应流场数值模拟方法,包括多组元气体热力学模型、输运模型与化学动力学模型等数学模型、空间离散格式、时间推进方法以及刚性问题的点隐式处理等,建立了考虑高温空气化学反应的氢-空气混合反应模型与乙烯-空气混合反应模型;然后选取典型喷主流干扰流、空气化学非平衡流和燃烧流流动问题对所发展的数值模拟方法和建立的混合反应模型进行验证,得到了与实验和文献数据相符的结果,证明本文发展的数值模拟方法和混合反应模型是可靠的。为考察所发展数值模拟技术对三维复杂化学反应流场的计算能力,并探索混合反应流场空气化学非平衡效应与燃烧效应的影响机理,对球头外形氢气热喷流与来流马赫数为13.5的高超声速主流干扰流场开展数值模拟研究,分别计算了三种考虑不同反应条件的化学反应流场,从流场结构和流动参数等方面讨论了两种化学反应效应的影响特点,结果表明:空气化学非平衡效应导致激波脱体距离减小,而燃烧效应引起激波外推而远离物面,在燃烧效应主导影响区,激波形状与空间位置受空气化学非平衡效应影响很小;喷流穿透深度主要取决于燃烧效应的影响,而局部区域空气化学反应的发生对燃烧反应具有促进作用,会增大喷流穿透边界范围;空气化学非平衡效应通过改变激波位置对流动结构产生影响,温度对空气化学非平衡效应的敏感性大于燃烧效应,燃烧效应导致喷口附近特征组元浓度分布发生改变。在上述研究基础上,对钝锥外形乙烯热喷流与来流马赫数为11.6的高超声速主流干扰流场开展了喷流干扰特性研究,通过改变反应条件的方法实现了可比拟的冷/热喷流计算模拟,从流动特性与气动特性两方面分析了冷/热喷流干扰特性随喷流马赫数和喷流压力的变化特点,结果表明:在喷流条件相同时,热喷流场拥有更大范围的喷流膨胀区域和穿透边界,导致喷流弓形激波向主流方向倾斜,随喷流马赫数或喷流压力增大,喷流动量增加,热喷与冷喷流膨胀作用差异增大;在本文计算条件下,喷流干扰削弱了喷流直接力作用,增强了喷流俯仰控制效果,这种直接力削弱和力矩增益作用随喷流动量增加而减小;由于激波结构改变导致波阻大幅增加,热喷干扰比冷喷情况产生了更大的阻力,同时也产生了一部分升力增量,这有利于高超声速飞行器再入阶段的增阻减速。