随着计算机技术的发展,计算流体力学(CFD)在工程领域得到了广泛应用,并发挥着重要的作用,但是CFD仍然存在一些具有挑战性的问题。当运用CFD解决现代工业界所面临的各种设计、计算以及复杂几何形状下的流动等问题时,数值计算精度和湍流模型仍然是CFD工作者面临的一个难题。为此,本文进行以下研究:首先基于区域分裂技术,采用求解偏微分方程并结合基本的代数方法,生成绕ONERA M6(M6)机翼的高质量多块结构化拼接网格。空间采用Roe的通量差分分裂(Flux Difference Splitting)迎风格式,时间采用隐式推进方法,通过数值模拟M6机翼跨音速流场以探究两种限制器:minimum-modulus(min-mod)限制器和modified 3rd-Upwind偏置限制器在跨声速绕流中的性能。控制方程为雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程耦合Spalart-Allmaras(SA)一方程湍流模型,为了加速收敛,计算还采用了多重网格方法。结果表明:min-mod限制器预测到的激波质量相对较好,modified 3rd-Upwind偏置限制器的收敛性和精度好于min-mod限制器。其次针对ONERA M6机翼,通过求解RANS方程分别耦合一方程Spalart-Allmaras(SA)湍流模型、二方程Wilcox’s k-?(Wilcox)和Menter’s SST(SST)湍流模型,考察三种湍流模型在跨声速绕流中的性能和对气动特征的影响。为了提高精度、避免激波附近的数值振荡,计算中使用了modified 3rd-Upwind偏置限制器。通过对比分析不同湍流模型之间的差异,获得了对湍流模型的选取和改进具有一定参考价值的结果。最后基于“超立方体”概念,提出了一种通用的高质量多块拼接结构化网格构建方法,生成了绕细长旋成体的计算网格;通过求解RANS方程分别耦合SA、Wilcox和SST三种湍流模型,数值模拟了细长旋成体在超声速大攻角下的分离流流场,比较了SA、Wilcox和SST三种湍流模型的差异,获得了与实验结果吻合较好的物面压力分布。三种湍流模型较好地模拟了主涡强度、涡核位置以及靠近壁面的二次分离涡。本文通过计算分别对比分析了不同限制器、不同湍流模型之间的差异,获得了比较理想的结果,验证了本文算法和求解技术的可行性。本文结果对提高CFD的模拟精度、湍流模型的改进及限制器的构建具有一定的参考价值。