水平起降、宽速域飞行是未来飞行器的重要研究方向,但动力系统是制约该类飞行器的瓶颈问题。目前采用单一动力无法满足宽速域飞行的要求,涡轮基组合循环（TBCC）发动机是理想的动力系统,但也面临从涡轮发动机切换到冲压发动机过程中存在的推力鸿沟问题。厦门大学提出了多通道三动力的组合动力方案,利用引射火箭作为桥接解决该问题,并且研制了小型组合动力系统。为了验证该动力系统,课题组专门研制了某型水平起降高速验证机。本文针对该飞行器的空气动力特性进行全面的数值模拟研究,为其气动设计、飞控设计和首飞奠定了坚实的基础,进而对组合动力系统的验证起到很好的保障。因此,本文的研究工作不仅具有一定的理论研究价值,而且具有重大的工程意义。本文流场数值模拟采用的控制方程是可压缩的雷诺平均Navier-Stokes方程,采用有限体积法求解,控制方程的空间离散采用Jameson中心格式加人工耗散,时间离散采用LU-SGS隐式方法,湍流模型采用Sparlat-Allmaras模型,通过鼓包算例和CRM模型等标准算例验证了流场数值模拟方法的准确性。本文首先根据验证机的飞行包线对不同速度、高度下验证机的空气动力特性进行了大规模数值模拟,建立了气动数据库,并且分析了迎角、马赫数等对全机气动特性的影响。数值模拟结果表明:验证机的升力系数随迎角增大基本呈线性增大,超过临界迎角后,升力系数开始减小。阻力系数随迎角增大呈现先减小后增大的趋势。升阻比随迎角增大呈现先增大后减小。另外,在相同迎角下,验证机的升力系数随马赫数增大先增大后减小,到声速附近升力系数达到最大值。阻力系数在亚声速时基本保持不变,马赫数增大到1左右,阻力系数明显增大。本文进一步对起飞/着陆状态起落架收放、地面效应对全机气动特性的影响开展数值模拟,研究表明:起落架放下明显增大全机的阻力系数,而升力系数和俯仰力矩系数没有明显差异。地面效应使得全机的升力系数增大,最大增量达28%,阻力系数影响较小,全机低头力矩明显增大,并且气动参数随离地高度的增加呈现非线性变化。另外,本文还研究了发动机的进出口封堵/通流/设置边界条件对全机气动特性的影响,结果表明:发动机封堵/通流对全机流场的影响集中于进气道、喷管位置,通流模型可以较好地模拟发动机工作时的流场,且计算量较小,可以作为全机气动数据库建立所采用的计算模型。本文根据刚体强迫振动的运动方程推导出俯仰阻尼动导数和滚转阻尼动导数的计算方法,并对动导数计算的标准模型进行数值模拟,计算得到的俯仰阻尼动导数和滚转阻尼动导数与实验数据吻合良好,验证了本文动导数数值模拟方法的准确性。在此基础上,本文进一步对验证机的动态气动特性进行数值模拟,计算了验证机在M0.7下的俯仰阻尼动导数和滚转阻尼动导数,计算结果与工程估算结果相近。以本文的计算气动数据为基础,课题组开展了验证机的气动设计、飞控设计,定型制造,最后成功实现了首次飞行。本文通过飞行器动力学建模,得到基于气动数据库的飞行仿真结果,并与该验证机的试飞数据进行对比,结果显示:飞行仿真数据与试飞数据比较相近,从而综合评估了本文计算的水平起降高速验证机的气动特性数据是准确可靠的。