超声速边界层流动状态及其控制不仅对超声速/高超声速飞行器的气动设计与热防护至关重要,同时也是可压缩边界层流动机理基础研究的重要内容。超声速边界层从层流到湍流的转捩将带来壁面摩擦阻力与壁面热流的巨大差异,而超声速边界层流动分离不仅会带来同样的问题,分离区的低频振荡更是会给飞行器的结构安全与可操纵性带来潜在危害,因此亟需发展超声速边界层流动控制技术。本文基于课题组发明的高性能合成双射流激励器,通过数值模拟和风洞实验,对合成冷/热射流、自维持合成射流工作特性及其超声速边界层流动稳定性控制与超声速前台阶流动分离控制开展了深入研究,主要研究内容如下:分析了超声速边界层流动控制技术与超声速前/后台阶流动分离及其控制的研究现状,总结了现有流动控制技术单一速度型控制或温度型控制的特点与不足。在此基础上,创新性的提出了基于合成冷/热射流技术的超声速边界层速度-温度耦合控制方法和基于自维持合成双射流的超声速边界层控制方法,进一步提高合成双射流对超声速边界层流场的控制能力。采用大涡模拟方法和图像粒子测速技术开展了数值模拟和实验研究,获得了射流温度对平均流场与瞬时流场的影响特性;详细介绍了本征正交分解和动力学模态分解两种模态分解工具的数学推导,并用来对流场进行降阶处理,分析了不同能量结构下的分解流场特征以及流场的频率特征;发现了实验流场各阶POD模态的对称与反对称分布特征;基于少量低阶模态重构了流场,证实了降阶处理的有效性。基于线性稳定性分析理论中的时间模式,对合成冷/热射流控制Ma4.5超声速平板边界层流动稳定性开展了数值模拟研究;重点分析了壁面吹吸、射流温度、扰动频率、扰动振幅等参数对边界层内不稳定模态扰动波时间增长率的控制规律;揭示了其中的控制机理。针对超声速前台阶流动分离问题,开展了合成冷/热射流对Ma3超声速前台阶流动分离控制的二维数值模拟研究,发现施加控制以后分离区减小了5mm左右,边界层形状因子大幅降低,流动的抗分离能力提高;借助模态分解工具,获得了不同模态下的流场特征。采用超声速静风洞、高速纹影和纳米粒子激光散射技术,开展了自维持合成双射流与Ma2.95超声速层流边界层相互作用的精细流场结构实验研究,清晰地识别出了分离激波、“W”形弓形激波、桶状激波、马蹄涡、Kelvin-Helmholtz涡(K-H涡)、反转旋涡对等典型流场特征结构,拟合了射流穿透深度的曲线关系式,得出自维持合成双射流与Ma2.95超声速主流的动量通量比约为0.55。分别开展了自维持合成双射流对Ma2.95超声速层流来流条件下全展宽二维前台阶和有限展宽三维前台阶流动分离控制的风洞实验研究,详细分析了出口位置参数对分离区抑制以及前缘激波的影响规律,发现了射流产生“虚拟外形”能够将弓形激波抬升,有效减小台阶前的分离区,减弱甚至消除分离激波,诱导台阶前的斜激波发生扭曲变形并降低其强度。