高超声速飞行器的减阻降热问题一直是研究的热点,巨大的激波阻力会影响飞行器的飞行速度及效率,剧烈的气动加热现象会使飞行器内部的电子器件发生故障,气动加热严重时甚至会使飞行器结构变形,导致飞行失败。因此进行高超声速飞行器的减阻降热研究具有非常重要的意义。本文采用数值模拟方法,结合SST k-ω湍流模型通过求解Navier-Stokes方程对半球体逆向喷流的减阻降热问题进行了研究。采用文献中的实验结果对数值模拟方法进行了验证,接着使用当前的数值方法分析了高超声速条件下,喷流的喷压比、喷流温度等参数对流场结构、表面压力、表面热流及阻力系数的影响,分析了流场结构中出现的长穿透模态与短穿透模态的特征;此外,使用了单位质量减阻降热效率的概念,详细系统的研究了喷压比与喷流温度对单位质量减阻降热效率的影响,从节省飞行器空间和重量角度提供有用信息。本文进一步对一种新型的前置内凹喷口与逆向喷流组合的减阻降热方法进行了研究。分析了不同喷口尺寸与不同喷压比的组合在马赫数为6时逆向喷流对球头体的减阻降热效果,着重分析了在不同喷压比条件下球头体前部设置凹腔喷口的形状不同对逆向喷流流场结构、球头体表面压力、球头体表面热流及球头体所受阻力的影响,揭示了在不同喷压比条件下,凹腔深度、凹腔张角等对流场特征以及减阻降热效果的影响规律。结果显示,逆向喷流流场在不同喷压比和凹腔形状下会出现三种不同的流场特征,即长穿透模态、短穿透模态及喷口内流动分离的流场特征。本文进而对这些模态形成原因和变化规律进行了分析,结果表明在相同喷流条件下,使用一个发散的凹腔喷口可以显著的提高逆向喷流的减阻效果;同时还发现使用凹腔喷口会降低逆向喷流的降热效果。在逆向喷压比为0.2时,带凹腔喷口逆向喷流可将相同条件下不带凹腔喷口简单逆向喷流的减阻效果提高约11%。本文研究成果为高超声速飞行器的设计提供有用的参考信息。