超音速客机巡航时，舵面偏转会产生铰链附近的激波诱导分离现象，由于分离流动会降低舵面效率，因此该现象在超音速客机设计中有重要的研究价值。本文通过CFD数值方法，研究了超音速时翼型的激波-边界层干扰现象，其中主要开展了以下几个方面的工作： 1、从差分格式及其耗散模型的构造原理出发，系统研究了空间离散格式(中心和迎风差分格式)的构造特点和数值性能。研究了高阶插值函数MUSCL插值的构造特点及其处理极值、抑制振荡的原理，分析了MUSCL插值中两种常见通量限制器的数学性质。 2、对比研究了S-A，B-L两种湍流模型。基于两种湍流模型，通过对二维跨音速翼型绕流进行数值模拟，对高分辨率、稳定的FDS-Roe格式进行了验证。从而确定了本文研究的计算方法：使用FDS-Roe格式离散N-S方程，结合稳定性好的限制器采用MUSCL插值获取二阶精度，在湍流计算中最终使用S-A模型。 3、综述了激波—边界层干扰现象的研究工作。采用CFD方法对超音速二维菱形翼型的激波—边界层干扰流场进行了数值模拟，通过对数值计算的结果与理论解的比较与分析，分析了激波—边界层干扰诱导边界层分离现象，以及不同舵偏时；分离导致俯仰变化的规律。