超声速/高超声速飞行器的内、外流场中普遍存在着流动分离现象,涉及到多种影响因素,如激波与边界层的相互作用、回流区、边界层转捩和湍流等。流动分离可能对飞行器飞行稳定性控制和结构安全性等方面产生影响,相关问题的解决亟需对流动分离现象及其控制开展研究。流动分离现象与流场精细结构及其动力学特性密切相关,开展相关研究具有重要的理论意义和工程应用价值。在流动控制方面,微涡流发生器的有效性、鲁棒性和对原流场较小的干扰性等优点为流动分离的控制提供有效的控制手段。本文采用基于纳米示踪的平面激光散射(Nano-tracer Planar Laser Scattering,NPLS)技术和超声速PIV(Particle Image Velocimetry)技术分别对四种典型超声速分离流动现象开展试验研究,从流场精细时空结构和动力学特性的角度研究分离流动现象;在此基础上,研究微涡流发生器对分离流动的控制效果。本文研究内容分为以下四部分:首先,运用NPLS技术分别对超声速流场中前台阶、椭圆面模型、双椭圆面模型和双压缩模型流场精细结构的空间特性及拟序结构的动力学特性进行了研究。试验结果表明,在上游边界层为层流的来流条件下,可以明显的观察到边界层的转捩过程;模型的存在加速了边界层的转捩;在边界层转捩的初期,拟序结构随时间的变化较快,而在模型附近的拟序结构则存在明显的变化慢的特点;在前三个模型的上游都有流动分离现象。在上游边界层为湍流的来流条件下,来流的边界层具有明显的层次感,已经是充分发展的湍流;模型上面的边界层大尺度结构具有明显的间歇性;在前三个模型的上游都有流动分离的存在,但是分离区的范围比上游边界层为层流的来流条件时小的多;在分离区及其下游,流场的拟序结构具有运动速度快而变化相对较慢的特性。其次,对得到的流场NPLS图像做两点相关性统计分析来确定拟序结构的平均尺度、形状和结构角。结果表明,拟序结构的平均结构呈现椭圆形,这与观察的结果基本一致;结构角有随着壁面距离的增大而变大的趋势。在上游边界层为层流的来流条件下,分离区及其上游区域拟序结构的结构角普遍较小,都不超过45°;在上游边界层为湍流的来流条件下,分离区及其上游区域结构角的范围从35°到65°之间,与已有的类似模型的实验结果相吻合。再次,运用PIV技术分别研究了超声速流场中前台阶、椭圆面模型和双椭圆面模型的速度场结构,对前两个模型速度场和涡量场进行了完备正交分解(Proper orthogonal decomposition,POD)分析。研究结果表明:速度脉动主要发生在边界层和分离区附近;涡量的最大值出现在流动分离的分离点附近或模型的表面;速度场反映的分离区的范围与流动显示结果相一致;速度场的结果表明上游边界层为层流的来流条件时回流区的范围比湍流来流时要大的多,这证实了流动显示的结果。在上游边界层分别为层流和湍流的来流条件下,前台阶模型和椭圆面模型的速度场的POD分析表明:第1阶空间模态的相对贡献率非常大,都超过了97%,说明对速度分布起主导作用的主要是第1阶空间模态所对应的流动结构。在上游边界层分别为层流和湍流的来流条件下,前台阶模型和椭圆面模型的涡量场POD分析表明:第1阶空间模态的相对贡献率也比较大,约为总体的一半左右,表明对涡量场分布起主导作用的也是第1阶空间模态所对应的流动结构;而第2到第10阶的空间模态的相对贡献率都大于1%,所以除第1阶外的其余阶空间模态也对涡量场起着较大的作用,这与速度场POD结果有很大的不同。最后,采用Ashill和Anderson两种微涡流发生器分别对前台阶、椭圆面模型、双椭圆面模型和双压缩模型进行流动控制研究,运用NPLS和PIV技术研究了不同模型的流场结构和速度场结构,对比了两种微涡流发生器对流动分离控制效果的影响。试验结果表明,Ashill微三角楔的尾流的可以分为两个区域,第一个区域的拟序结构呈现颜色较暗的上升趋势的特征,上升的平均角度大约为6.7°,略大于Ashill微三角楔的倾斜角度5.7°;后一个区域的特征是间歇性的大尺度涡结构。在Ashill和Anderson两种微涡流发生器对模型的控制下,其尾迹流场总体上仍可以分为以上两个区域;由于被控制模型的不同,两个区域的范围、第一个区域的上升角度和大尺度结构的形状存在一定的变化;给出了这种大尺度结构的精细显示并分析了其时间演化特性。对比有无控制的流场结构可以发现,上述两种微涡流发生器都可以明显减小回流区的范围。