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本文对一种高超声速飞行器前缘开纵向缝隙的流动进行了气动加热数值模拟研究。在分析了实际飞行器前缘防热瓦结构的基础上，建立了前缘开缝的几何模型。通过有限体积方法求解三维可压缩Navier-Stokes方程，无粘通量采用Van Leer通量向量分裂方法计算，重构采用MUSCL方法，时间项采用LU-SGS隐式方法。数值计算结果表明模型圆弧段缝隙肩部倒圆区是局部热流高值区，而缝隙内存在旋涡运动，旋涡再附使得缝隙侧壁面上出现局部高热流条带；在模型平直段，展向流动的影响会使得缝隙上方和缝隙内产生复杂的旋涡运动，受这些旋涡的影响，缝隙肩部倒圆区由原来的局部热流高值区转变为局部热流低值区，缝隙侧壁受旋涡流动再附作用影响，会成为局部热流高值区。