高温气体效应是高超声速流动中的重要特征之一,对于返回舱、带翼再入飞行器等高超声速飞行器的气动特性具有显著影响,虽然目前对于高超声速飞行器在高温气体效应下气动特性总体变化的研究较多,但对产生这些气动特性变化的物理机制的解释仍不充分。本文试图从高温气体效应如何改变飞行器表面压力分布的角度开展研究,针对带翼再入飞行器在不同马赫数下开展了数值实验,分别研究了变比热效应与化学反应效应对高超声速飞行器表面压强的影响机制。研究发现了高温气体效应影响表面压强的两种机制。第一种机制是激波后气体比热比变小会导致壁面压强相较于量热完全气体升高。研究中通过理论推导建立了双比热比激波关系式（γ₁-γ₂）,图1（左）对比了该理论与Rankine-Hugoniot公式（R-K）的结果,证明了波后比热比降低会增大波后压强。第二种机制是高温气体效应导致脱体激波的激波角变小,从而令波后压强与量热完全气体相比会降低。图1（右）给出了分别使用5组分6反应的化学反应气体模型（CRG,S5R6）与量热完全气体模型（CPG）模拟的流场压强云图。从图1 （右）中可见,高温气体效应会减小脱体激波的激波角,这会减小波后压强。前述对波后压强影响相反的两种机制在飞行器不同区域分别起主导作用,最终导致高温气体效应下飞行器表面压强出现头部驻点区域较量热完全气体增大,而机身区域压强减小的变化趋势（图2）。上述表面压强变化最终导致了飞行器整体力矩发生变化,但具体力矩变化的幅值取决于马赫数、迎角、质心位置以及表面形状等因素。