本文通过对超音速火箭橇进行CFD仿真分析,研究由火箭橇与轨道激波反射、涡脱落等因素产生的气动激励振动及其特性,为超音速火箭橇减振设计提供气动力方面的理论支撑。以美国宇航局兰利统一计划风洞中对细长旋成体的风洞试验为参考进行数值算例验证,验证了本文所采用的数值方法的正确性。在此基础上,对火箭橇试验系统超音速工况进行了数值研究,分析了超音速火箭橇定常流场中的气动特性,研究发现:随来流速度增加,火箭橇头部产生的激波锥角减小,激波压力迅速增加,但是激波层厚度和激波影响的区域大小变化较小。不同的火箭橇体直径,离地高度以及滑块位置对激波角度和激波作用位置影响较小,对激波压力有一定的影响。头锥伸长量的改变会导致头部激波和前置滑块产生的激波不再相交,同时激波压力也会同时增加。其次,基于非定常数值风洞计算方法对超音速火箭橇的流场进行研究,通过添加监测点得到火箭橇尾部流场的压力变化,发现超音速火箭橇尾部没有大尺度涡脱落现象。因此推断出火箭橇流场的气动激励振动。最后,使用嵌套网格方法计算火箭橇超音速运动时的流场,对火箭橇表面的压力进行探测和使用功率谱进行分析,得到了不同马赫数下的火箭橇表面压力分布特点和特征频率。