激波与湍流边界层相互干扰(SWBLI)作为超声速/高超声速飞行器中最引人注目的物理现象之一,其内在的非定常性对飞行器的气动性能和材料寿命有着不可估量的影响。目前来说,关于SWBLI中复杂的流动机理仍然没有被完全理解。要想对SWBLI认识更进一步,必须将高精度的CFD模拟技术和先进物理实验紧密地结合。首先,通过对一般坐标系下的Navier-Stokes方程组进行一系列变换,本文最终建立了大涡模拟的控制方程的完整形式。其中,滤波后产生的不封闭项通过动态亚格子模型进行处理。采用具有五阶精度的WENO_ZQ格式对无粘通量进行离散,以实现计算在光滑区的高精度以及在间断附近的稳定性。时间推进采用具有三阶精度的Runge-Kutta法进行处理。采用回收/调节方法作为入口湍流生成技术。通过回顾用于不可压流和可压流的“回收/调节”方法的理论基础,建立了适用于超声速来流条件下湍流边界层的回收方法,并在平板湍流边界层上进行了验证。在已经生成的湍流边界层的基础上,着重研究了反射式SWBLI流场中的若干问题。研究结果表明,激波/边界层干扰后产生的湍流脉动主要分布在自由剪切层以及再附边界层中。壁面压力脉动沿流向的分布呈现为单峰值结构,与压缩拐角中的双峰结构有所差异。证实了非定常的瞬态流场中弓形反射激波的存在,并对其三维结构进行了详细的探究。基于前文的入口湍流生成技术,对超声速压缩拐角流动进行了深入的研究。采用涡识别方法和数值纹影图等流动显示方法,研究了干扰区内激波与边界层相互干扰的结构变化特征。研究表明经过激波干扰后湍动能主要集中在边界层的外层,并在拐角附近形成一个低湍动能区。采用间歇因子对分离激波的大尺度流向运动进行了研究,发现激波围绕着平均分离点作前后运动,运动的尺度等于进口湍流边界层的厚度的72%。证实了拐角下游G?rtler流向涡对的存在,并对其展向分布和空间演化特性进行了详细研究。此外,研究发现上游边界层中的湍流信息与下游低频不稳定现象的产生没有直接关系。