气流分离，发动机的起动和关机过程，大膨胀比的喷管在地面试车以及发动机的起动和关机过程中，会产生气流分离现象:在瞬变状态下喷管内气流的分离流动通常呈现复杂的非轴对称性，从而引发喷管侧向载荷，严重时会造成喷管振动、发动机使用寿命缩短、喷管结构破坏等后果。

深空探测要求我们必须拥有超过当前发射地球轨道卫星或载人航天的能力，而且要做到成本和计划风险极小化、技术风险可控化。在各种探测过程中，推进系统与技术的发展是卫星与探测器成功发射的基础，其中技术最为成熟、最可靠的推进系统为化学推进，而固体火箭发动机由于其成本低、反应快、易操作等优点已成为国内外探测火箭的发展方向。随着深空探测技术的发展，助推级动力系统的喷管扩张比越来越大，进而满足探空火箭的高比冲要求。这些火箭发动机喷管都是按照给定工作高度的环境压强下设计的，以求在实际工作中获得最佳性能。一般地，高空工作的发动机是通过高模试车和地面试车获得其性能数据，但高模试车台受发动机尺寸影响，费用昂贵且模拟高空能力有限，研究高空喷管地面性能与高空性能的差异对降低发动机研制成本、提高发动机可靠性具有深远意义。

深空探测研究中，火箭喷管的地面试车环境与高空工作环境的不同主要影响高温燃气在喷管内的流动状态，当发动机地面试车时，燃气过度膨胀而使喷管扩张段内粘性附面层中气流的动能不足以克服激波前后的压强梯度，使得扰动能够沿着附面层的亚声速向上游传播，导致激波进入喷管，从而使气流与壁面发生分离。流动分离会对喷管的热防护和推力稳定性带来较大影响。因为气流分离的不对称性会产生危险的横向载荷,即所谓的侧向载荷,这会损坏喷管。

主要是因为流动出现分离后，建立的瞬态流场内出现分离激波间断，经过激波后参数剧烈变化，同时由于高速流动、近壁激波与边界层的相互干扰和低温空气的卷吸掺混导致在激波后形成复杂的湍流脉动。受限激波后涡的变化影响导致压强处于波动状态。