随着高超声速飞行器相关技术的发展，飞行器性能指标要求越来越高，气动外形布局也越发复杂。为控制飞行器姿态，往往需要在飞行器表面安装各种类型的空气舵。而空气舵与机身之间存在复杂的激波与边界层干扰、激波与激波干扰、边界层分离与再附等复杂物理现象，钝舵局部气动加热异常复杂。此外为使飞行器能改变舵偏和容纳结构温升引起的热膨胀，钝舵安装通常会预留一定缝隙。　　相比于无缝隙钝舵，有缝隙钝舵流流场结构及气动加热规律更为复杂。缝隙结构的出现，使得舵上游高速流体涌入缝隙内，缝隙附近表面将出现多条分离再附线，相应会有多条局部高热流带，同时，缝隙内部会卷起旋涡结构，这使得缝隙内部传热特性发生较大的改变。由于缝隙结构比较小，缝内辐射传热有限，而缝隙外部高速流体进入缝隙内部，缝内对流传热方式显著加强，这使得缝隙内上下壁面及舵轴附近容易出现较高的壁温，从而引发严重的烧蚀。所以研究钝舵缝隙流场结构和热环境，以及研究几何参数和来流参数对钝舵缝隙热流分布的影响规律很有意义，譬如美国在发射X-37B之前，进行了大量的钝舵缝隙热环境实验研究。而先前研究主要在地面进行飞行实验，其花费巨大，且时间较长，这一定制约了高超飞行器的研发。在这样的背景下，本文利用课题组自主开发的程序，对高超声速钝舵缝隙热环境进行了相关的研究。　　本文总共分为五个部分。第一部分为引言，首先介绍了本文的研究背景与意义，其次简要介绍了高超声速钝舵热环境实验和数值模拟目前的研究成果及现状。　　第二部分对本文所采用计算方法进行了简要的介绍以及对无缝隙钝舵进行了算例验证。数值方法采用有限体积法，对程序有效性的验证，采用无缝隙钝舵通过检验流场结构、压力和热流而进行验证。　　第三部分对钝舵缝隙流动进行了分析。基于无缝隙钝舵，建立了钝舵缝隙模型以及设计了流体计算网格，详细阐述了钝舵缝隙流场结构及热流分布特征。　　第四部分在上一部分基础上，分别研究了几何参数和来流参数对钝舵缝隙流场结构及热环境的影响规律。采用单一变量法，分别改变缝隙高度、来流攻角和来流马赫数，缝隙流场结构及热环境的变化规律，其结论可为防热设计提供帮助。　　第五部分为结束语，对全文的研究工作进行总结归纳，并指出了本文的不足之处和展望下一步工作的研究方向。