快捷舒适使得二十一世纪的人们越来越依赖飞机出行，在高空环境下，机舱内的空气流通和品质成为考核飞行舒适度的主要指标。通风口是直接的送风装置，来自送风口的自由射流气体接触到人体和座椅后变为壁面射流，在这一过程中气流的速度以及脉动特征与随后的新、旧空气交换以及交换效果有密切关系。这种流动现象属于自由射流和冲击射流范畴。自由射流流场包含涡边界层与外部流场的相互作用，冲击射流所具有的滞止和衰减等流动特征都给流场分析带来了很大困难。因此采用数值方法进行射流流动研究时，需要进行大量的分析对比工作，以确定较为准确的湍流模型和方法进行数值模拟。本文以N-S方程为基础，采用不同湍流模型对射流流动进行数值计算，通过建立合适的计算域并预测射流主流速度场、脉动速度强度、湍流强度和冲击板壁面上努赛尔数的分布，与实验测量结果进行了对比。采用RANS和LES方法对两种典型的射流—自由射流和冲击射流进行数值分析和对比发现，整体上数值计算的结果与实验数据比较接近，流动较为复杂的涡边界层区域和射流核心区、滞止点及衰减区域存在可以接受的偏差。不考虑温差因素，数值模拟结果与实验结果有比较好的符合度；考虑温度因素后，主流速度的误差增大，而且在衡量温度和湍流影响程度的努赛尔数计算方面与实验值存在一定偏差。结果表明，在10-20°C温差范围，温度因素对热量传递和湍流脉动效应的作用是不可忽略的。在雷诺数10000以上的射流传热模拟得到的结果与实验间偏差较小，尤其是增强型壁面函数和增加热效应后与实验吻合很好，但是在低雷诺数下，射流核心处还是存在一定偏差。对不同湍流模型，在射流的主流速度场、脉动速度强度和壁面传热等方面，两方程湍流模型相对于一方程S-A、RSM湍流模型和LES与实验值有更好的吻合度，其中以标准k湍流模型相对于标准k也更具普适性。本文工作结果希望为飞机舱内的实际射流环境的研究提供数值支持，在明确湍流模型在冲击射流中的优缺点基础上，为进一步修正湍流模型进而得到准确的冲击射流数值结果提供有益参考。