当飞行器处于高超声速飞行状态时周围空气受到强烈压缩，在飞行器前部形成激波，激波后气体速度大大降低，来流气体所携带的动能大量转化为热能，使得流场温度迅速升高，高温气体对飞行器形成强烈的气动加热效果。通过反向喷流干扰流场可以有效地降低高超声速钝体壁面的热流密度。本文通过求解NS方程数值模拟高超声速钝体反向喷流流场，对不同喷流气体参数对钝体气动热特性的影响做出细致的分析，并对喷流气体参数耦合变化时优化钝体壁面热流的问题进行了研究。本文的主要研究内容如下：通过数值模拟得到高超声速钝体反向喷流流场，并与实验进行对比检验数值仿真理论在计算钝体气动热方面的可靠性。分别研究在长射流模态和短射流模态下的不同喷流气体参数对钝体气动热特性的影响，喷流气体参数包括温度、压强和速度。然后建立流场的三维模型，研究不同攻角下反向喷流流场分布情况以及攻角对钝体壁面热流的影响。通过数值模拟研究在高温气体化学反应影响下的高超声速钝体绕流流场以及反向喷流流场。在无喷流的情况下，对比在不同的来流马赫数下采用热完全气体模型和化学反应非平衡流模型时仿真结果的差异。然后在较高的来流马赫数下，研究气体发生高温化学反应时的反向喷流流场，并对喷流气体参数对流场分布以及钝体壁面绝热温度的影响做出分析。建立优化模型，研究高超声速钝体的气动加热特性的优化问题。喷流气体分别在固定总温总压和固定喷流质量流量两种情况下，采用遗传算法优化喷流气体的出口速度，温度和压强，使得高超声速钝体的壁面热流得以降低，改善高超声速钝体的气动加热环境。