激波/边界层相互作用(SWBLI)是制约超声速及高超声速飞行的关键因素,并以存在于飞行器外表面及内流道中的SWBLI最为典型。而实际飞行中由于气流摩擦等因素使得壁面温度改变将导致SWBLI问题更为复杂。本文针对壁面温度改变对湍流边界层及SWBLI的影响进行试验及数值研究,试验中壁面温度的改变是通过加热/冷却试验平板来实现的;数值计算中不考虑流场的三维侧壁效应,研究壁面温度改变下的湍流边界层及二维SWBLI流场参数特性,以补充试验研究。数值研究的参数设置配合试验台及试验件的参数。具体研究内容包括:本文设计了加热试验组及冷却试验组,通过加热/冷却试验平板来研究壁面温度对湍流边界层及SWBLI的影响。试验采用的非接触式测量手段为基于纳米粒子示踪的平面激光散射技术(NPLS)及粒子图像测速技术(PIV),研究了湍流边界层流场的基本形态、加热/冷却效应下的湍流边界层流场以及加热/冷却效应下的SWBLI流场。本文数值研究配合试验进行,在试验台各参数的基础上设立计算物理模型。计算模型为S-A单方程模型,并采用Fluent作为计算工具。通过改变计算算例的壁面温度来定量分析改变壁面温度条件时的边界层流场位移厚度、动量厚度;细致分析了不同壁面温度条件下的SWBLI流场分离点及再附点位置、分离区长度、壁面静压力分布、壁面摩擦系数分布。进一步探究了壁面温度改变对边界层流场及SWBLI流场的影响。本文数值研究同时考虑了入射激波强度对SWBLI流场的影响。结合试验与数值的结果,对加热/冷却效应改变边界层形态及激波/边界层干扰结构的原因进行了讨论。分析认为改变试验平板壁面温度将一方面改变边界层的热膨胀性,进而导致边界层性质发生变化;另一方面,改变试验平板壁面温度同样会改变来流粘性系数,从而引起来流雷诺数发生改变。在引入入射激波的情况下,由于壁面温度改变将引起边界层本身性质及边界层抵抗逆压梯度能力的改变,因此进一步导致SWBLI流场的性质改变。