唐贵明[11]在中科院力学研究所的激波风洞中，针对不同的来流马赫数，对缝隙内部的热流分布进行了实验研究，并分析来流马赫数、攻角等因素给缝隙热流分布和热流峰值带来的影响

研究结果表明，缝隙内部中心对称面上的热流分布曲线近似为对称的U形，随着缝隙深度的增大，热流值迅速降低，大部分缝隙壁面处于低热流状态，且该区域随着马赫数Ma的增加而增加，随着来流攻角的增大而减小。此外，缝隙内壁面还可能会出现负热流区域。实验结果显示，缝隙后壁面的热流峰值高于缝隙前壁面，可能会接近或超过缝隙外部平板表面的热流值，缝隙后壁面热流值与外部平板表面热流值的比值随着攻角的增大而增加，并在40°~80°之间达到极大热流值。

罗柏华[12]针对亚声速缝隙流动的湍流效应通过代数湍流模型进行模拟，研究结果表明缝隙内存在具有周期性的漩涡结构。

王淑娟，郝英立等人[13]分别采用绝热壁面和冷壁面的边界条件设置对缝隙内部流动结构进行了分析，模拟飞行器不同飞行条件下缝隙内部的热环境。研究结果表明，SST湍流模型能够得出理想的结果，通过排除网格无关解和合理控制计算域均能够验证其计算结果的准确性。

对高超声速飞行器热防护结构的缝隙流动模拟而言，邱波等人[14]自主研发能够模拟高超声速缝隙流动的CFD软件。研究表明，缝隙内的漩涡数量与缝隙的宽深比成比例，缝隙壁面的热流分布也会因漩涡存在而不同，将会出现波浪式的变化，如图1。10，因此，较好的捕捉漩涡的位置等流动特征对缝隙流动的研究具有重要意义。

张昊元等人[15]在机翼的前缘进行开缝，建立了一种前缘缝隙流动模型。通过对三维可压缩Navier-Stokes方程的求解来对缝隙流动进行模拟，研究了三维漩涡结构的分布特征和漩涡结构对缝隙前后壁面热流分布的影响。研究表明，如图1。11（a），在缝隙的倒圆角处将会发生流动分离，因在缝隙的壁面上存在漩涡再附导致缝隙壁面产生一个局部高热流区域，如图1。11（b），在驻点线上该处最大值可以是无缝隙情况下机翼前缘驻点线热流最大值的两倍以上，而该局部热流区域的热流值与漩涡结构密切相关。