Neste trabalho é analisado o escoamento supersônico em torno de uma cunha inclinada com separação da camada limite. A posição do ponto de separação e a pressão na base da cunha são calculados. Para o cálculo do escoamento viscoso é utilizado um método integral na forma inicialmente proposta por Lees E Reeves, onde as soluções da camada limite e do escoamento externo isentrópico são obtidas simultaneamente, que é o procedimento adequado a ser seguido em se tratando de escoamento onde existe interação não viscosa-viscosa. Este trabalho tem como motivação um problema típico de foguetes ou mísseis propulsados em regime de vôo supersônico com o jato propulsivo subexpandido. Em tal situação, a camada limite na região próxima à base do veículo pode descolar devido a deflexãodo escoamento causada pela expansão do jato, e esta região descolada pode ser bastante extensa, especialmente no caso laminar, diminuindo a eficiência das empenas localizadas na base. Isto ocorrendo, a estabilidade do veículo pode ser seriamente afetada, além de eventuais problemas térmicos que podem surgir como decorrência da recirculação dos gases quentes provenientes do motor. O escoamento supersônico em torno da cunha com ângulo de ataque representa um problema bi-dimensional semelhante, porém é de menor complexidade para análise tanto teórica como experimental, e por esta razão é adequado para a preparação de um modelo teórico visando o estudo desta classe de escoamento. Um programa de computador baseado na metodologia integral foi desenvolvido, e a partir dele resultados teóricos foram obtidos para o escoamento supersônico em torno de placas planas e cunhas inclinadas. Apesar da não disponibilidade de cálculos realizados neste trabalho, o modelamento integral utilizado parece reter as principais características qualitativas deste tipo de escoamento.