激波与边界层的相互干扰是一重要物理现象,它广泛地存在于各种高速飞行器的内部和外部流场中。当这种干扰现象发生时会加剧飞行器局部的气动加热,改变气动载荷,增大阻力和发动机进气量的损失等。尤其是当激波足够强时会引起边界层的提前分离,进而在分离区附近产生复杂的波系。这些波系的出现,将对边界层的失稳特性以及边界层转捩产生重要影响。因此,分析研究激波与边界层干扰这一复杂流场对我们了解超声速/高超声速飞行器所涉及的典型流场有着重要意义。本文通过对高超声速来流绕过平面上的三维楔模型所形成的激波边界层干扰流场进行数值模拟分析,研究了当干扰发生时模型表面压力的分布特性以及流场波系结构随三维楔角改变的变化规律,描述了复杂三维控制翼绕流的流场特征。其中三维楔的楔角取值分别为10°, 20°, 30°, 40°,来流马赫数Ma=8,来流单位雷诺数为7.05×106/m。首先对激波与边界层理论,给出了数学描述;由流体力学的基本守恒方程组推导出超音速流动数值模拟的标量人工粘性中心差分、迎风Van Leer矢通量分裂格式;其次利用CFD-FASTRAN前处理器CFD-GEOM生成数值模型,利用流体力学软件程序CFD-FASTRAN对所研究的问题选择合理的求解器、边界条件及初使条件对数值模型进行求解;最后拟对所得出的速度场、温度场、压力场,以及相应的楔型斜面及平板表面相关的参数进行分析;以得到激波与边界层干扰的基本波系结构,楔型面及大平板上的表面压力、温度、粘性系数、剪应力的分布规律;