飞机或可重复使用航天器在高超声速飞行时将面临严重的气动加热问题。反向喷流热防护因具有可重复使用和防热效果好的特点,非常适合用在未来的可重复使用航天器中。但反向喷流的加入,使飞行器头部流场变的非常复杂,这给飞行器的壁面热流预测和气动力计算提出了更高的要求。在前人所做反向喷流试验的基础上,本文主要研究了以下几个方面内容:(1)用数值方法模拟了试验模型的反向喷流流场。并在此基础上,定性研究了在给定喷流秒流量的前提下,降热效果和喷流控制参数的关系。喷流控制参数主要包括喷流出口马赫数、喷流总温、喷口直径。根据不同情况下流场的结构特点,理论推导出了获得稳定流场的条件。(2)模拟研究了一个二维楔板的高超声速反向喷流热防护问题,并在其中考虑了攻角的变化和高温气体的化学反应等因素。研究结果表明:在小攻角条件下,喷流流场依然是稳定的,只是马赫盘的形状发生了较小的倾斜;在进行喷流流场的壁面热流计算时,可以不考虑高温气体的化学反应。(3)首次在考虑了湍流影响的情况下数值模拟了流场处于稳定和非稳定状态下的自激振荡现象,并对流场自激振荡的机理进行了分析。本文指出在进行反向喷流流场数值模拟时,即使流场处于稳定状态,也应该采用非稳态算法并对流场参数在至少一个振动周期内求平均值的方法。数值模拟给出的流场平均密度分布与试验纹影吻合良好,此时对壁面热流的预测也与试验结果更为吻合。说明对流场结构的正确模拟是对壁面热流成功预测的前提。