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随着新一代高速战斗机和无人机的快速发展，在大气层内的高速飞行器面临着严重而复杂的载荷。激波/边界层干扰现象是超声速运动中特有的现象，不同类型入射激波对边界层产生不同效果的影响，使得边界层发生分离或再附着，湍流边界层的脉动现象显著加剧。激波/边界层干扰所导致的流场压力脉动载荷对飞行器结构疲劳有较大影响，该型载荷会使飞行器结构产生剧烈的振动，可能会导致飞行器结构的振动破坏。由于高超声速条件下的实验研究不够成熟且耗费巨大，对高超声速飞行器激波/边界层干扰流场的数值计算显得尤为重要。 本文采用基于S-A单方程湍流模型的分离涡模拟（Detached Eddy Simulation，DES）方法，对来流马赫数（Ma）为8时二维压缩拐角、类 X-37B机翼副翼偏转拐角、斜激波入射菱形机翼干扰区域的激波/边界层干扰做了非定常数值分析，再运用离散傅里叶变换的方法对脉动压力的频谱特性做了研究。使用国内外已有的压缩拐角模型的脉动压力频谱曲线对比分析了该数值计算的有效性，并将斜激波入射和机翼副翼偏转类型的激波/边界层干扰（Shock Wave Boundary Layer Interaction,SWBLI）脉动压力频谱特性做了对比分析，得到如下结论： 副翼偏转下的峰值脉动能量大于斜激波入射时的峰值脉动能量，且副翼偏转下的峰值脉动频率大于斜激波入射时的峰值脉动频率；由于压缩拐角类型的脉动压力载荷在140dB数量级，故须考虑声疲劳的影响；斜激波入射下的压力脉动峰值频率与结构谐振频率更为接近，当经受较大声压级噪声时，也可能会产生严重的结构声疲劳问题。该方法对脉动压力和频谱特性分析的工程适用性强，结果较为可信，为今后高超声速机翼结构疲劳分析提供参考。