高压捕获翼是一种能够有效缓解高超声速飞行器"高升阻比"、"高升力"和"高容积率"矛盾的新型气动布局。该布局通过利用机体激波在捕获翼下表面的反射显著提升整机升力性能。作为一种利用有益波系干扰提高升力的构型，其流场中包含机体激波、反射激波以及机身拐角膨胀波等复杂波系。实际应用中，连接机体与捕获翼的支撑系统会进一步引发复杂的三维波系干扰，对捕获翼气动热性能带来威胁。基于此，本文系统研究了支撑对高压捕获翼气动热特性的影响机制，主要研究内容与结论如下：

首先，将支撑前缘的激波干扰现象简化为楔-前掠圆柱激波干扰模型，进行了系统的数值和理论分析。前期试验表明，该构型中第I类干扰到第II类干扰是高热流到低热流干扰类型的关键转捩点。通过数值模拟识别出三种转捩机制，并建立了相应的理论预测模型，在Ma=5~10范围内理论预测与数值结果吻合良好。此外，针对大楔角工况的数值分析表明，流场中形成的射流或剪切层入射并不必然导致热流显著增加：当楔角较大或马赫数较低时，射流会转变为亚声速，从而避免极端热流的产生。通过理论分析预测了超声速与亚声速射流的临界条件，与数值结果吻合良好。

其次，通过对比无支撑、机体激波与支撑前缘相交以及反射激波与支撑前缘相交等多组简化构型，全面揭示了支撑引入对捕获翼气动热特性的影响机制。支撑引入对热流的影响主要体现在两个方面：一方面在支撑前缘形成高热流区，其中机体激波与支撑前缘相交构型产生典型的I类激波干扰，透射激波与边界层相互作用导致热流上升；反射激波与支撑前缘相交构型则因前缘激波与捕获翼边界层干扰产生极端热流，该效应随前缘后掠角增大而减弱。另一方面显著改变捕获翼下表面热流分布：在机体激波与支撑前缘相交构型中，支撑侧壁与捕获翼边界层相互作用会与机体激波的作用耦合，导致热流剧增；而在反射激波与支撑前缘相交构型中，支撑前缘激波与边界层的干扰在捕获翼下表面形成极端热流。

进一步选取上述三种典型构型开展了系统的数值和试验研究，重点分析了雷诺数和攻角对热流的影响。试验结果表明：机体激波与支撑前缘相交构型热流整体较低，支撑前缘热流最高为2.36倍驻点热流，而在捕获翼下表面，支撑引入后由于多种干扰耦合造成热流相比于无支撑构型增加了约30%。反射激波与支撑前缘相交构型中，由于支撑前缘激波与捕获翼边界层发生了较强的干扰导致支撑前缘热流最大值达到驻点热流5.01倍，捕获翼下表面热流最大值相比于无支撑构型增长了158%。雷诺数对热流影响显著，高雷诺数下机体激波与前缘相交构型热流相比于低雷诺数下整体上升高50%以上，反射激波与前缘相交构型支撑前缘热流升高约36%，捕获翼下表面升高达90%以上；攻角影响相对较小，机体激波与前缘相交构型支撑前缘热流最大值相比于0°攻角增幅10%，而反射激波与支撑前缘相交最大热流与0°攻角热流接近。

为有效降低支撑前缘热流，提出了两方面的设计方案：一方面基于合理配置捕获翼对称面波系结构的思路，对支撑型线（支撑前缘侧面投影形状）进行了优化设计。数值结果表明优化外形整体热流分布均匀，最大热流不超过驻点热流。风洞试验验证表明，不同工况下最大热流系数为驻点热流的1.31倍。另一方面针对存在激波干扰的情况，系统比较了第I、II、III和V类干扰下圆弧前缘、优化前缘（二维无激波干扰情况下通过优化算法获得）以及长细比较大的椭圆前缘三种外形的热流特性。结果表明，在不同干扰类型下，优化前缘较圆弧前缘可降低热流7%~14%。

本研究通过系统的理论分析、数值模拟和风洞试验，深入揭示了高压捕获翼构型中支撑系统对气动热特性的影响规律，提出的优化设计方案有效降低了支撑前缘热流，为高压捕获翼构型的工程应用提供了重要的设计依据和技术支撑。