高超声速领域是近年来航空航天领域发展的重点。大气层内的高超声速飞行面临的载荷环境十分恶劣,高速带来的高压静态载荷对飞行器结构提出了更高的要求,而气动热和气动噪声问题则严重影响飞行器结构的寿命以及飞行器内部的设施安全。本文将主要讨论高超声速气动噪声问题。经过前人的实验和理论的印证分析,脉动压力的形成机制和发展规律都已经有了合理的解释。但是实验研究耗费的时间精力太多,只适合验证计算,不适合工程运用。因此,为了更高效的预测脉动压力,发展利用计算机对高超声速流场进行数值模拟的技术将是比较可行的方法。本文讨论了脉动压力的形成和发展机制,以及相应的预测方法,并选择了简单的模型进行计算验证。然后利用高超声速求解器FASTRAN,采用适合绕壁流动的S-A单方程湍流模型,分析了高超声速流场的气动载荷分布,分析脉动压力的存在形式,给出了直接模拟边界层内脉动压力分布情况的难点,从而建立了简单的二维尖锥模型,用同样的数值分析方法,在来流马赫数5~10范围内,飞行高度为海拔一万米处,迎角为0度时选取若干状态进行仿真,得到各个飞行状态下高超声速边界层内的压力分布,从中提取出脉动压力的时域信号,得到高超声速边界层内脉动压力水平的分布情况,并利用傅立叶变换函数对其功率谱进行分析研究,以及其声压谱随马赫数变化而变化的规律,与理论分析结果相互验证。本文建立了完整的利用现有数值分析方法分析高超声速脉动压力的方法,旨在为高超声速飞行器的声疲劳结构分析提供更准确的脉动压力分布规律。