分离流动在航空、航天、航海和土木工程等领域广泛存在。本文工作围绕分离流动展开，研究模拟分离流动的数值方法。对于后台阶构型，研究主动流动控制方法在分离流动中的应用，对后台阶流动合成射流主动控制进行了初步研究。主要工作和结论包含以下几个方面：　　(1)分析了薄层近似的物理意义，并采用RANS方法对附着流动典型算例进行计算。对于附着流动，RANS方法数值模拟具有较高的精度，能够获得较为准确的升阻力、压力和摩擦力特性。对于流场中存在的分离区域，RANS方法数值模拟的精度下降，应当引入能够捕捉分离流动的数值方法。给定湍流模型，薄层近似和全量N-S两种方法得到的升阻力系数相近。粘性项离散采用全量N-S，数值模拟结果更接近实验数据。对于附着流动，升阻力系数模拟结果的差异主要由湍流模型不同引起。采用SST模拟得到阻力系数大于SA湍流模型结果。网格疏密对数值模拟结果影响较大，加密网格可以获得流场更加清晰准确的激波结构。因此，在数值模拟中应当研究网格规模的影响，在确保网格收敛性的情况下采用合适规模的网格。　　(2)采用 URANS和 DES湍流模型对 NACA0021大分离流动进行研究，比较 URANS和DES计算结果的差别，并研究展向长度的影响。对于大分离流动，URANS方法无法得到满足工程需要的升阻力特性、压力分布和功率谱特性。DES系列方法的计算结果准确，误差大大减小，可以满足工程问题的需要。展向长度增加对升阻力系数和压力分布的影响不明显，但功率谱密度的计算精度可以显著提高。因此，对于大分离问题，应当建立合理的模型并选择合适的计算区域展向长度，以期得到符合精度要求的数据结果。　　(3)采用SAS湍流模型对NACA0021大分离流动进行研究，分析网格疏密和展向长度对计算结果的影响。SAS在大迎角非定常气动特性计算方面具有较大的优势，对网格适应性强，能够较好捕捉涡结构，计算得到的升阻力特性、压力分布和功率谱特性与实验符合较好。λ2判据得到的涡结构比 Q判据更光滑，不存在阈值选取问题，对涡结构识别更适合采用λ2判据。涡结构识别时，网格交界面应当采用二阶插值保证精度。加密网格可以得到更加精细的涡结构，但升阻力以及压力系数分布结果较标准网格精度稍有下降。密网格升力系数功率谱的主峰值和次峰值与实验结果符合较好。增加计算区域展向长度之后，压力系数、升阻力系数和升力功率谱特性的精度均有提高。模型计算区域展长L=4c的计算结果最好。　　(4)采用URANS和IDDES湍流模型对类YF-22低速大分离流动进行研究。采用URANS模型能够较好地捕捉各迎角下的升阻力特性，但大迎角的力矩特性与实验数据有较大差别。采用 IDDES数值模拟在保证升阻力系数精度的同时，大迎角的力矩特性精度有所改善。IDDES模型得到的类 YF-22空间流场在飞行器前缘边条涡较弱，导致飞行器后部表面压强较大，力矩系数更为接近实验数据。　　(5)采用RANS方法数值模拟后台阶基准流动，并采用速度边界条件和变形网格两种方法模拟合成射流发生装置，研究合成射流对后台阶流动的控制效果。对于后台阶基准流动，站位速度型和壁面摩擦力采用RANS方法能够准确模拟。SA和SST湍流模型得到数值模拟结果相近。模拟合成射流的流动控制作用时，可以采用速度边界条件或者变形网格进行数值模拟。采用速度边界条件时，流场中存在合成射流诱导产生的旋涡周期性产生和脱落过程。在台阶下游附近区域产生很强的负压区域，流动控制效果显著。采用变形网格模拟合成射流作用时，方腔内的流动形态复杂，但方腔内压力基本相同。模拟作动器的上下振动，需要对实验设备物理模型进行准确建模。　　(6)基于风洞实验进行后台阶合成射流优化设计研究。在优化设计中，风洞作为模拟计算机，提供快速与准确的目标函数评价。构建一套基于实验数据的迭代的优化设计系统，并采用粒子群模式搜索混合算法作为优化搜索算法。介绍新开发的管道内活塞往复机构非线性振荡产生合成射流的装置，并进行相关实验工作。采用底层隔板法测量壁面摩擦力，并采用丝线辅助观察瞬态流场。基于风洞实验的单目标合成射流优化设计结果大幅度抑制了流动分离。考虑驱动往复机构的能量输入，构建多目标优化设计框架。对于不同权系数下的多目标优化设计问题，最优状态对频率不敏感，给定频率下的最优角度可能同样适用于其它频率。分析吸气和吹气状态下射流角度对来流的影响，初步揭示流动控制机理。对比基准状态和最优状态下典型站位的速度型特性，揭示非线性振荡合成射流装置的速度型亏损效应。Reynolds应力的形态和大小均显著变化，势流区剪切层结构增强。