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超声速飞行器表面的流动分离，会导致飞行器阻力增加并产生脉动，从而诱导振动并在一定条件下使飞行器失效。另外，超声速飞行器表面所嵌装的各种突起物都会产生激波，而激波与飞行器边界层的相互作用还可再次诱导流动分离，降低其飞行品质。因此，超声速流动的分离与控制技术，对超声速飞行器的研制及性能优化具有非常重要的意义。 本文基于大涡模拟方法，高精度数值计算格式、虚拟流体方法以及结构化网格自适应加密技术，对超声速条件下，柱体绕流以及激波与边界层相互作用所诱导的边界层流动分离进行了数值模拟，并对典型微楔与微叶片被动式微涡流发生器和射流主动式涡流发生器所诱导的流场结构进行了模拟与分析，在此基础上将它们应用于激波边界层流体分离的控制，得到了它们对激波边界层进行分离控制的不同特性。主要研究内容与成果如下: 研究了平板上柱体超声速绕流的流场特性，得到了马赫数、前缘钝度与以及柱体高度的变化对柱体绕流的前缘分离区以及尾流涡结构的影响。结果表明:对于不同马赫数(Ma=2.9与Ma=3.5)来流，柱体前端平板上的压力均随与柱体距离变小而增大，最高峰值点靠近柱体表面。但对于高马赫数来流，激波对边界层的干扰明显，表现为分离区长度较大，分离区中涡系结构复杂，旋涡数目较多，且结构扭曲，呈现外扩形态，而低马赫数绕流的尾流狭长;对于方柱和圆柱的超声速绕流，柱体上游平板上的压力分布同样具有相同的双峰结构，但方柱诱导的压力值变化明显大于圆柱，且其前沿分离区长度较大，分离区中涡系结构复杂，并扭曲变形，同时绕流尾涡大幅摆动，呈外扩形态，而其顶端分离涡不明显。圆柱对流体的阻碍作用较小，尾涡线相对狭长，同时圆柱顶面的涡对却能够清晰地显示;对于不同高度的方柱，柱体前缘压力分布都呈多峰结构，其值均随方柱高度增加而变大，且分离区同样随之增大，结构更为复杂。但当其高度与底边之比大于2时，流动分离区结构基本与方柱高度无关。 研究了典型被动式微涡流发生器的超声速流场结构特性，以微三角楔和微叶片为例，得到了超声速流动条件下两者所导致的不同尾流场结构及其流动分离控制的机理。结果表明:两者都能显著改变超声速边界层结构，抑制其分离，其作用过程表现为通过高速气流绕经微涡流发生器时形成旋向相反的流向涡对，将边界层外的主流高能量气体卷入边界层，并将边界层内的低能量流体带出，使边界层内流体能量增加。对于微三角楔，其尾游还存在类涡环链式结构，此类涡环结构实际上为前后相连的发卡涡，其涡腿与前面的流向涡管相连，在流动分离控制中同样起重要作用;而对于微叶片，其尾部涡场结构则稍显简单，主要为流向涡对，通过该涡对的转吸来进行边界层内外的能量交换。 研究了微楔和微叶片两种微涡流发生器对激波/边界层干扰诱导流动分离的控制。结果表明:从边界层厚度与分离区大小及结构变化均说明以上涡流发生器对激波边界层分离起到了明显抑制作用。对于微楔式涡流发生器，入射激波对微楔尾涡压缩作用明显，使流向涡对的卷吸加强，从而增加边界层内外流体能量交换。微叶片式涡流发生器的控制机理与微楔相似，但其涡对在尾部较远处易破裂，会影响内外流体之间的能量交换。 研究了主动式射流涡发生器与超声速来流作用下的三维流场结构，得到了由弓形激波、桶形激波和分离激波主导的三维波系结构。另外，还研究了射流涡发生器对激波/边界层相互作用所诱导的边界层流动分离的控制。结果表明:射流桶形激波在与来流的作用过程中类似于柱体障碍物，桶形激波背风面在再压缩波作用下存在一道凹痕，并与马赫盘下部相连，使尾涡向中心线偏移。射流尾涡主要集中于一环状区域内，桶形激波下方的马蹄涡、桶形激波上方的涡管以及剪切涡等相互作用，导致整体尾流被激波往下压缩。同时在入射激波压缩作用下，各涡之间相互缠绕，挤压与合并，形成多个流向涡结构，并将边界层外的高速流体卷入边界层内，从而增加边界层底层能量，达到抑制流动分离的目的。