激波/边界层干扰与边界层转捩是高超声速飞行器设计的两类重要流动问题,它们对飞行器的阻力、热防护以及发动机进气状态都有非常关键的影响。因此,研究激波/边界层干扰和边界层转捩现象的产生机理以及它们对边界层分离、表面气动力/热特性的影响规律,对改善飞行器流场品质、提高飞行器的效率和可靠性具有重要的工程意义。本文采用高精度加权紧致非线性格式(WCNS格式)针对飞行器非定常运动状态下的非定常激波/边界层干扰问题和粗糙表面引起的超声速/高超声速边界层转捩问题开展数值模拟研究。首先介绍了数值计算采用的流动控制方程和数值方法。对于激波/边界层干扰问题的模拟,控制方程为雷诺平均Navier-Stokes方程,湍流模型采用SA模型;对于边界层转捩问题,则通过直接求解Navier-Stokes方程模拟。方程空间项采用五阶精度加权紧致非线性格式(WCNS格式)离散,时间项采用二阶精度隐式后差离散的非定常双时间步方法求解。针对非定常流动计算问题,开展了非定常显式与隐式时间格式的对比研究。对于目前非定常计算应用最广泛的显式Runge-Kutta格式和隐式后差时间格式,结合Fourier分析和几个典型非定常算例对它们在时间精度、数值稳定性和计算效率等方面的特性进行了对比分析。特别是对于隐式后差时间格式,目前大多文献采用的二阶精度离散,而对三阶或更高阶离散还缺乏研究。本文通过Fourier分析和数值算例证明了时间三阶隐式后差格式是不稳定的,计算结果有明显的数值震荡现象,因此对于隐式后差时间格式应采用二阶精度离散。另外,在几个测试算例中,显式Runge-Kutta格式由稳定性决定的时间步长远远小于时间精度所要求的时间步长,这样会造成不必要的计算步数的浪费,其计算效率比隐式时间格式要低很多。通过数值求解若干典型算例对本文数值方法的准确性进行了验证。一是通过求解Navier-Stokes方程模拟了可压缩/不可压缩层流平板边界层、含粗糙单元干扰情况下的层流平板边界层以及层流-湍流转捩的平板边界层,对平板边界层问题进行了较系统的计算验证,计算结果与相关边界层理论解、实验值和数值计算结果的对比情况合理,说明了本文高精度数值方法模拟平板边界层问题的准确性;二是通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程模拟了超声速湍流平板边界层和超声速压缩拐角激波/边界层干扰问题,同样与相关理论解、实验值和参考计算结果进行了比较,验证了高精度数值方法模拟激波/边界层干扰问题的准确性。研究了飞行器运动状态下的非定常激波/边界层干扰问题。通过数值模拟二维压缩拐角模型和三维高超声速升力体模型在等速抬头、等速低头、周期性俯仰及偏航等不同运动方式下的非定常激波与非定常边界层干扰现象,分析了非定常激波/边界层干扰对分离流区非定常变化特性、表面压力峰值变化规律以及飞行器动稳定性的影响。针对压缩拐角的模拟表明:压缩拐角抬头运动时分离区减小,低头运动时分离区增大,周期性振动时分离区的大小形成与模型振动同频率的周期性变化;非定常迟滞作用会使分离区的增大或减小过程减缓;振幅增大会使分离区大小的变化范围明显扩大,而振动频率增大对分离区大小的变化范围影响不大,但对其相位变化有较大影响。针对升力体的模拟表明:升力体俯仰或偏航运动时,外围弓形激波的上下或左右摆动与安装在机身上的垂尾或平尾发生干扰(俯仰或偏航角足够大的情况下),引起翼面局部压力的剧烈变化;受非定常激波/边界层干扰作用的部件对飞行器整体偏航阻尼导数的影响大约为2%。研究了表面凸起物引起的超声速/高超声速边界层转捩问题。首先,在M=3超声速流动条件下对圆柱形凸起物引起的平板边界层转捩现象进行了计算与实验对比研究,分析了凸起物引发边界层转捩的流动机理。实验与计算取得了较好的一致性,结果得到了相互印证。结果表明,随着凸起物高度增加转捩位置提前,在不同的凸起物高度情况下存在两种不同类型的转捩机制。在高度较小的情况下,凸起物尾迹剪切层的对流不稳定主导了边界层转捩过程;而在高度较大的情况下,凸起物上游非定常分离区中的绝对不稳定成为引发转捩的主要机制。其次,在M=3.37、4.20、5.26和6.63等几组超声速和高超声速来流条件下对凸起物形状和凸起物宽度两方面几何参数对边界层转捩的影响进行了数值模拟研究。结果表明:在圆柱形、方柱形、钻石形和半球形四种凸起物形状当中,方柱形和钻石形凸起物造成转捩的能力是最强的,半球形最弱;其中方柱形凸起物的特点是其引起的转捩位置最靠前,而钻石形凸起物的特点是其引起的湍流尾迹范围最宽;凸起物宽度越大,则形成的尾迹范围越宽,然而宽度较小的凸起物的转捩位置相对比较靠前。