高超声速飞行器技术具备高效的突防和快速响应能力,其在军事领域的巨大战略价值已经得到世界军事强国的广泛关注。当飞行器以高超声速在临近空间巡航时将面临巨大的气动阻力和严峻的气动加热环境。当热防护设计不合理时,严峻的气动加热造成的烧蚀将会改变高超声速飞行器的气动外形,这甚至威胁到飞行的成败;另一方面,巨大的气动阻力对飞行动力将提出更高的要求,也限制了高超声速飞行器巡航速度的进一步提升。因此,在高超声速飞行器工程化道路上,热防护和减阻一直是关键技术之一。本文以高超声速飞行器减阻降热技术为研究背景,采用计算流体力学研究手段,基于有限体积法采用高精度数值格式开发了一套高超声速复杂流场流热耦合仿真程序,对高超声速来流下减阻杆射流减阻降热机理及其影响因素进行了系统深入研究,并提出了新型的减阻降热方案,可为高超声速飞行器减阻和热防护设计提供参考。本文主要研究工作如下:（1）针对高超声速来流下复杂流场,基于雷诺时均Navier-Stokes方程组描述流动特性,并采用耦合传热策略求解固体热传导控制方程,开发了适用于模拟高超声速复杂流场与固体结构耦合传热行为的仿真程序。（2）针对本文所发展的高超声速复杂流场耦合传热仿真程序进行了深入的数值验证。首先,考虑到高超声速流场中常见的一些重要的流动结构,如激波,流动分离,再附激波,膨胀波,回流区,激波边界层以及激波与激波相互作用等,选取了具有不同流动特征的经典实验验证本文所开发计算程序对高超声速流场计算的准确性和可靠性。其次,选取了两个具有解析解的热传导算例验证了本文所开发仿真程序在模拟固体结构热传导方面的计算精度和可靠性。最后,利用广泛采用的经典耦合传热算例验证了本文计算程序在模拟高超声速来流下耦合传热行为的计算精度和可靠性。（3）建立了合理、可靠的减阻杆和侧向射流组合方案耦合传热模型,研究了高超声速来流下减阻杆和侧向射流引起的湍流流场结构及减阻降热机理。计算结果清晰刻画了流场结构并给出了固体结构在气动热下的热传导特性。在此基础上,研究了减阻杆长度、侧向射流总压比、侧向射流位置等因素对流场及减阻降热特性的影响,获得了流场结构及减阻降热特性随减阻杆长度、侧向射流总压比、侧向射流位置等因素的变化规律。（4）为了探索进一步提升减阻降热系统的减阻降热性能,提出了一种新型的双射流组合方案。相较于常规的减阻杆方案,这种方案在减阻杆头部引入了逆向射流,因此避免了减阻杆头部遭受严峻气动加热而受烧蚀的缺点。另一方面,由于采用低质量流率逆向射流,这能够有效降低逆向射流带来的阻力。研究结果表明:这种方案能实现优良的热防护,使得飞行器钝体头部和减阻杆壁面热流都得到大幅下降,减阻效果也十分显著。随后,研究了减阻杆长度及射流参数对流场结构及减阻降热特性影响,计算结果得到了清晰的流场结构及减阻降热性能参数。（5）针对减阻杆侧向射流减阻降热方案和新型无烧蚀双射流减阻降热方案中射流建立过程展开了数值研究。计算结果首次获得了射流开启后射流发展过程及整个流场非定常变化特性,对射流开启后造成的非定常流场特性进行了深入分析,得到了在射流开启后钝体壁面和减阻杆壁面压力和温度随时间的变化情况,并计算了在射流开启后钝体所受气动力随时间变化情况。在此基础上,分别对侧向射流位置、侧向射流总压比、顺向射流总压比、减阻杆长度等因素对射流开启后流场非定常变化特性的影响进行了深入研究。综上,本文以计算流体力学为研究手段,研究了减阻杆与射流方案引起的流场结构及减阻降热机理,并详细研究了不同因素对流场及减阻降热性能的影响规律。本文的研究工作可为高超声速飞行器减阻和热防护设计提供参考,所开发的仿真程序适用于高超声速复杂流场耦合传热计算,能够清晰刻画流动细节,对揭示高超声速来流下流动机理和耦合传热特性具有一定借鉴意义。