高超声速飞行器是目前国内外航空航天领域研究的热点，其气动布局的设计需要综合考虑诸多方面的要求与限制，理想的气动外形应该兼具高升阻比、高容积率和高升力系数的“三高”特性。但目前以翼身组合体、翼身融合体和乘波体等为代表的常规气动布局，其“三高”之间存在矛盾关系，飞行器的气动性能必然受到制约。为解决这一问题，课题组提出了高压捕获翼（High-pressure Capturing Wing，HCW）这一原创性高超声速飞行器气动布局方式­，该气动布局实现了高超声速飞行器在大容积的条件下，同时具有高升力系数和高升阻比。围绕该气动布局，前期主要针对来流速度在马赫8以下，通过理论分析、数值仿真、优化设计和风洞实验等手段，开展了大量相关的研究工作，充分验证了高压捕获翼气动布局的先进性。本文在课题组已有的工作基础上，针对高马赫数（马赫8-12）来流条件，研究分析了高压捕获翼气动布局的流场结构和气动特性变化，主要完成的研究内容如下：

为初步分析高马赫数条件下高压捕获翼与机体耦合作用对气动特性的影响，首先基于不考虑支撑机构的简化构型，使用计算流体力学（CFD）仿真，研究分析了不同马赫数、雷诺数以及飞行攻角对简化构型气动力及流场结构的影响。结果表明，高压捕获翼在高马赫数依旧具有良好的增升效果，简化构型升力系数、阻力系数和升阻比均随马赫数增加而逐渐减小，摩擦阻力随着攻角增加逐渐减小，激波阻力一直是简化构型阻力的主要来源。高马赫数时，机体激波与捕获翼下表面边界层相互干扰使得局部会产生分离泡；低雷诺数时由于壁面边界层增厚，高压捕获翼与机体间通道的有效截面积减小，机体对称面拐点附近也会出现流动分离现象，但目前研究表明，分离泡对简化构型整体的气动力变化趋势无明显影响。随着雷诺数增加，简化构型升力系数和阻力系数逐渐减小、升阻比逐渐升高，壁面边界层的厚度对简化构型流场结构有较大影响。

随后进一步分析了支撑机构对高压捕获翼气动布局流场结构和气动特性的影响，以带支撑的外形为例，研究分析了马赫12时不同攻角和不同侧滑角对构型气动力及流场结构的影响，并对该构型三通道的静稳定性进行了分析。结果表明，增加支撑会使构型局部的流动变得更加复杂，但对流场主体结构影响较小，构型的阻力有微小增加，导致升阻比小幅下降，整机的摩阻占比增加。来流侧滑角增大会使得带支撑外形升力系数和阻力系数增大、升阻比逐渐降低，侧滑角的存在会使得流场出现明显的不对称性：迎风侧壁面压力迅速升高，而背风侧壁面的边界层堆积现象严重。同时，研究发现该带支撑外形具有良好的纵向和横航向静稳定性。