激波边界层干扰是广泛存在于超声速流动中的一种复杂物理现象。在超声速飞行中,它通常产生于飞行器的内、外流场,使飞行器产生额外的阻力及气动加热,影响飞行稳定,造成飞行的困难和能量的损失。激波边界层干扰由于涉及到激波与边界层两个原本就非常复杂的问题,研究涉及到流体力学、工程热物理、以及其它相关学科,因此对激波边界层的干扰问题的深入研究对于推进航空航天科技发展具有重要意义。计算流体力学对于解决复杂的流动问题具有流场信息完全以及经济等方面的优势。本文通过对高超声速层流来流及湍流来流,两种流动状态绕三维楔模型问题进行数值计算模拟仿真,并对流动结果进行了分析。通过将表面压力分布数据与实验数据进行对比,验证了数值计算结果的可信性;在此基础之上得出了流场分离区大小变化规律与热流密度以及其它参数的分布规律;对层流模型还研究了来流攻角对流场参数的影响。通过改变三维楔模型的楔角大小,分别为10°, 20°, 30°, 40°,得到了模型表面压力分布、热流密度分布、分离区大小及其它参数分布随楔角变化规律。计算结果表明,无论层流模型还是湍流模型,数值计算的表面压力分布与实验数据基本吻合,数值计算结果可信;通过对数值结果的分析,得出分离区的大小、热流密度峰值、表面压力峰值等均随楔角增大而增大;楔板侧缘对相关参数也会产生影响;层流与湍流热流密度峰值位置有较大差别,这显示在实际问题中层流至湍流的转捩对热流密度峰值的位置有很大的影响。层流模型通过改变来流攻角大小发现壁面温度及压力分布随攻角增大而增大。