高超声速激波/湍流边界层干扰（STBLI）广泛存在于飞行器关键部位，其诱发的流动分离、激波低频振荡和高热流等现象会对飞行器的气动力热特性产生显著影响。壁温效应和三维干扰是STBLI研究中的热点，其中涉及的关键流动机理尚不明晰。本文针对高超声速STBLI，使用异构并行求解器对压缩折角和后掠压缩折角进行了直接数值模拟（DNS），探究了壁温影响机制和三维干扰的流动特征。此外，DNS时间推进过程中会产生大量数据，受限于存储资源，这些数据往往难以保存。为了重构这些中间时刻的数据，本文建立了一个用于湍流场短期预测的时间超分辨率模型。具体研究内容和结论如下：

（1）对来流马赫数为6的34°压缩折角STBLI进行了DNS，使用了三种壁温条件以研究壁温对高超声速STBLI的影响。研究结果表明降低壁温可以有效推迟分离，其原因是冷壁条件使得湍流边界层的密度和速度剖面更加饱满，因而近壁流体具有更高的动量来抵抗逆压梯度。根据自由干扰理论推导了描述壁压分布与壁温关系的方程，可用来预测壁温改变时的分离区压升过程。通过分析壁压加权功率谱密度（WPSD），发现随着壁温降低，上游边界层的特征频率升高，且分离激波低频运动的能量和范围都被显著抑制。通过分析壁压原始信号及其低通滤波信号在上下游测点间的相关性，确认了低频不稳定性主要由下游机制驱动。

（2）对来流马赫数为6，带有45°后掠角的34°压缩折角STBLI进行了DNS，最大网格规模达55亿，研究了高超声速三维干扰流动机理。结果表明，该流动符合准锥形对称的典型特征，分离流表现为沿展向超声速螺旋运动的横流。横流区上方的流体穿过激波撞向壁面，导致再附区下游出现摩阻和热流峰值，且峰值沿展向逐渐升高。壁压WPSD结果显示低频运动较弱，其原因在于较弱的分离激波和不封闭的超声速分离流。此外，还研究了15°和45°后掠角条件下的流动特征。结果表明在小后掠角和大后掠角条件下，流动特征分别呈柱形和锥形对称，且前者的摩阻热流峰值不会沿展向升高，而后者的类Görtler涡结构被抑制。

（3）建立了一个基于光流和人工神经网络的时间超分辨率模型（OF-MLP），可用于预测湍流场的短时演化过程。该模型采用Farnebäck算法计算光流并生成基本的预测流场，并将多层感知机（MLP）集成到模型中，学习局部梯度和光流法预测误差之间的关系，以校正光流法的预测结果。为了评估该模型的泛化能力，将OF-MLP模型应用于马赫数从2.25到10的可压缩壁湍流算例。结果表明，该模型可以准确重构两个时刻之间的流场，MLP有效提高了光流法对温度和密度的预测准确度，且该模型的计算效率显著高于传统的计算流体动力学方法。