本文针对目前流动控制的两种主要方式,即局部加热控制和磁流体控制,分别对高超声速飞行器前体/进气道虚拟前罩流动控制,前体/进气道MHD控制和后体/尾喷管的虚拟舵流动控制进行了数值试验原理验证和局部控制变量的控制特性研究。具体工作如下:对于飞行器前体/进气道虚拟前罩流动控制,本文在虚拟前罩局部加热控制流场的原理下,确定了虚拟前罩的流动控制计算验证模型,数值计算方法和计算网格结构。通过数值仿真二维的高超声速进气道溢流条件下流场结构和不同控制变量下的性能参数,得到二维的飞行器/前体流动控制性能,说明了主要的控制变量变化对进气道性能的影响。对于飞行器前体/进气道磁流体流动控制,本文研究了电子束注入形成局部可控等离子体的机制和数学模型,建立了外加磁场对其进行加速减速的计算模型;建立MATLAB与FLUENT的局部计算域数据交换进行耦合求解MHD进气道流场控制的计算平台;通过算例验证了模型的有效性,并计算了在控制位置一定时,能量注入大小的流动控制特性。对于飞行器后体/尾喷管虚拟舵控制:研究了通过虚拟舵(局部加热)来进行尾喷管推力、升力控制及俯仰力矩控制的有效性。建立了虚拟舵控制的数学模型,二维的计算模型和计算网格结构;通过FLUENT计算在不同的能量注入形状和能量注入大小的情况下,验证虚拟舵提高飞行器/后体尾喷管特性和配平俯仰力矩的有效性,并获得了控制参数的特性。