激波与边界层干扰是高速飞行中最为常见的现象之一，物面上的边界层常常因为激波引入的巨大压力梯度而产生分离。当边界层分离发生在捆绑火箭芯级表面时，芯级表面局部的压力和热流密度会增大并出现峰值。随着几次捆绑火箭发射任务中前连杆整流罩损毁、遥测数据丢失等意外情况的发生，芯级与助推器之间的激波边界层干扰问题逐渐受到人们的重视。激波与边界层干扰的研究，特别是干扰区位置以及气动热峰值的计算对于捆绑火箭的热防护设计有着十分重要的实际应用价值,对我国航空航天事业高速飞行器的发展也有着重要的意义。　　本文利用数值计算方法分别对激波与层流和湍流两种边界层的干扰流场进行了模拟，两种情况中都采用了高质量的网格划分方法，其中湍流计算中采用了湍流模型结合壁面函数的方法分别计算高、低雷诺数的流动。利用验证后的数值计算方法研究了壁面温度、来流马赫数以及几何结构参数对于激波与层流边界层干扰特性的影响。同时，利用数值方法计算了某型号捆绑火箭芯级表面的激波边界层干扰下的气动热，并结合数据相关法建立了激波与边界层干扰气动热的工程计算公式。　　计算结果显示本文使用的方法可以准确地捕捉到边界层的分离和再附着等现象，层流和湍流条件下的干扰区峰值气动热与实验结果误差分别为1.5％和4.4%。根据壁面温度、来流马赫数以及几何结构参数对干扰特性影响的研究，可以得出以下主要结论：当芯级壁面温度低于来流恢复温度时，随着壁面温度的升高，激波边界层干扰对上游的影响区域增大，边界层分离点的位置向下游移动，芯级表面干扰区最大热流出现线性减小；随着马赫数的增大，分离泡的大小逐渐减小，芯级表面干扰区气动热迅速增大，并且最大换热系数和最大压力与分离前的比值之间的关系满足一定的指数关系式；锥形头部产生的激波对芯级表面的压力和气动热的影响都要比球头模型小，干扰区的位置随着芯级与助推器之间的间隙增大而向下游移动，干扰区最大热流先是不断减小，后趋于稳定。　　捆绑火箭芯级表面干扰区气动热在动力上升阶段经历了先增大后减小的过程，气动热最大值点出现在30~40k m之间，本文提出的工程算法计算结果与数值计算结果最大误差为17%，可以用于捆绑火箭热防护设计中对于激波边界层干扰气动热的预测。