激波与边界层相互作用(SWBLI)广泛存在于超声速及高超声速飞行器进气道中,可以引起强烈的流动分离,导致进气道偏离设计工况,甚至无法启动。为了提高高超声速飞行器的整体性能和应用价值,需要保证进气道在较宽的马赫数范围内能够处于启动状态并保持良好的工作性能,近六十年来,世界各国流体力学专家和学者针对激波边界层相互作用现象进行了广泛的研究。本文以具有轴对称布局的进气道为研究背景,针对轴对称激波边界层相互作用进行了仿真和实验研究,通过湍流模型的对比分析,本文选取S-A湍流模型计算分离区,实验中采用高时空分辨率流场显示技术、超声速PIV技术等实验方法。本文研究了轴对称激波与圆柱边界层相互作用所产生的分离区随半径的变化规律以及圆锥边界层和轴对称激波与圆锥边界层相互作用的流场结构。本文进行了大量的仿真计算,得到了某一固定雷诺数下激波诱导边界层分离的预测模型,即在某一雷诺数下,通过给定的激波强度和来流马赫数,通过本文所得到的模型可以判定边界层是否分离。采用课题组的平面曲线激波逆向设计方法得到了等强度的轴对称汇聚激波,通过‘平行四边形’方法可以实现激波入射点参数一致;Rd1时轴对称流动可以近似为二维流动,轴对称分离区分离点模型和分离区长度模型与半径无关;1<Rd<100时,分离点模型中因子A随半径的增加而增大,并逐渐趋于一个稳定值,分离区长度随半径的增加而减小,可以用一个二阶多项式拟合。采用NPLS流场显示技术研究超声速圆锥边界层,得到了精细的圆锥湍流边界层涡结构图像,从图像当中可以看到深入主流区的大尺度湍流结构以及壁面处逐渐升起的条带结构;利用数字图像处理技术,对不同攻角下的圆锥边界层涡结构距离壁面的高度进行了分析,指出圆锥背风面涡结构距离壁面的高度随攻角的增加而增加,但增速变缓,迎风面边界层被吹除,背风面边界层涡结构随攻角的增加拉伸破碎加剧;通过对轴对称激波圆锥边界层相互作用的NPLS图像和PIV图像的初步分析,轴对称的激波边界层相互作用流场结构与二维的相比有明显的不同,分离区的形态与分离区附近的波系结构跟激波入射点附近的边界层特性相关。