王军旗，陈 政，倪招勇，甘才俊，李烺

1.中国航天空气动力技术研究院，北京 100074；2.中国运载火箭技术研究院，北京 100076

0 引言

襟翼舵（Flap rudder）是高超声速飞行器常用的一种气动控制面，一般安装于飞行器尾部或突出于底部。当舵面偏转时，将导致激波/边界层干扰，并伴随局部流动分离现象，尤其是在层流边界层中更容易发生局部流动分离。对于此类压缩面诱导的流动分离现象，以往多注重二维特性研究[1-6]，而对有限展宽的三维效应则关注较少。有关研究表明，高超声速层流分离对各种干扰因素更为敏感[7-8]，可能会对气动特性带来很大影响。对高超声速层流分离问题进行数值模拟时发现[9-10]，各种数值因素（格式、限制器、网格、熵修等）会对分离区的大小、结构产生明显影响，对于有效模拟局部层流分离现象，迄今尚未形成普适性的算法和模拟准则。同时，在模拟有层流分离的定常流动时，分离区的计算收敛时间远大于无流动分离时的情况[7]。因此，在数值模拟大范围层流分离流场时，采用定量描述分离流动结构的实验结果对数值方法进行检验是十分必要的。

油流显示技术是实验中描绘分离流动结构的有效手段，但在地面风洞设备中获得高超声速条件下的局部层流分离流动图谱还存在很大难度，主要是因为：大多数暂冲式高超声速风洞雷诺数较高，不易实现模型表面全层流状态；而脉冲式风洞由于有效实验时间太短，表面油流技术难以形成清晰的油流分离图谱[11]。……