再入飞行技术在当今日新月异的国际军事、经济格局中发挥着越来越重要的作用,再入技术的掌握不仅有利于正确引导运载火箭进入安全的轨道重返地面,而且对于未来空间运输系统的发展有着重要的促进作用。再入试验飞行器是再入飞行技术发展关键,其将被广泛地用于真实飞行试验测量和鉴定各项再入飞行技术指标和飞行控制法则。飞行器的外形将直接影响到飞行器的刚度、使用寿命以及飞行路径。研究和改进高超飞行器的外部形状已经成为目前发展和设计再入飞行器的主要焦点之一。尖前缘飞行器由于阻力小速度快灵活性好,是目前世界上多个国家正在研究的新型空气动力学外形。本课题利用流体力学数值模拟方法,对具有尖前缘的二维楔形体在可压缩流场里的气动力特性进行了数值模拟研究。本文的主要研究内容包括以下几个方面:首先,对二维模型在超声速流场中的绕流情况做出理论估计,简化并建立飞行器的二维模型。其次,应用计算流体力学软件FLUENT通过求解二维可压缩Navier-Stokes方程对二维模型周围的流场进行了数值模拟。为了研究复杂的超声速流场考虑了如下几种情况:(1)具有不同前缘尖角模型的绕流;(2)模型与来流攻角变化的绕流。数值模拟获得了清晰的流场波系结构和压力分布。通过分析和比较模拟结果,揭示了前缘楔形角的变化以及攻角变化对流场的影响。结果表明阻力随攻角增大而增大,随马赫数增大而减小。最后,应用简单的k -ε湍流模型对不同来流马赫数下的绕流流场进行了数值模拟。模拟结果揭示了不同来流速度下二维绕流的流场分布情况。本课题研究内容对进一步研究尖前缘新型空气动力学外形在高超流的空气动力学特性起到一个初步的参考和借鉴作用。