高速飞行器以高超声速飞行时，往往伴随着高温真实气体效应。高温真实气体效应严重地影响了飞行器的气动加热、俯仰力矩特性、通讯传输等。至今为止，在层流条件下，研究高温真实气体效应问题的技术已经比较成熟;但对高温真实气体效应与湍流的相互影响及耦合而言，国际国内尚处于发展阶段。　　 本文围绕高超声速高温湍流场中的高温真实气体效应问题，建立了适用于模拟高超声速流动的数值模拟程序平台。利用该平台针对三维槽道流动进行了真实气体湍流的直接数值模拟;以此为依据，研究了真实气体效应对湍流统计结果及壁面热流、摩阻的影响。具体如下:　　 首先，开发了高超声速流动数值模拟程序平台。平台的核心算法是有限差分法，求解的是二维和三维Navier-Stokes方程。平台包括了量热完全气体、热完全气体、冻结流、平衡流、热平衡化学非平衡气体模型。利用多种算例对其进行了验证。验证的外形有一维正激波、二维平板、二维圆柱、二维圆锥和三维槽道，验证的数据包括了压力、热流、组分质量分数、平均速度、脉动速度均方根等，这些数据与现有计算和试验数据吻合得比较好，表明平台具有很高的可靠性。　　 然后，针对三维槽道外形，在量热完全气体、热完全气体、冻结流、热平衡化学非平衡假设下，进行了直接数值模拟，得到湍流数据库。　　 在此基础上，研究高速高温湍流统计特性、高温真实气体效应对湍流统计特性及平均壁面热流/摩阻的影响。主要包括以下几方面的工作:　　 在量热完全气体模型假设下，首先对高速高温槽道湍流机理进行分析;然后，利用直接数值模拟的数据，评估和修正经典的参考焓值法和雷诺比拟。研究表明:(1)修正参考焓值法Ⅰ和Ⅱ的预测结果明显优于经典参考焓值法;并且修正参考焓值法Ⅱ更加适用于高来流马赫数流动。(2)类似地，采用修正方法计算得到的雷诺比拟因子与理论值吻合的较好;(3)修正参考焓值法Ⅱ的普适性在隔离段热环境试验中得到了验证。　　 在仅考虑振动能激发时，通过与量热完全气体结果的比较，研究高温真实气体效应对高速高温槽道湍流的影响。研究发现:(1)振动能的激发对统计平均量的影响主要体现在温度上，它能够抑制湍流场中平均温度的升高;(2)振动能的激发会促进湍流小尺度的耗散，表现为脉动值、自相关函数及互相关函数减小;(3)振动能的激发对湍流有抑制作用，表现在减小涡量、抑制湍能的生成及耗散等方面;(4)振动能的激发对于两点相关量、偏斜因子及平坦因子的影响很小。　　 利用热平衡化学非平衡直接数值模拟的结果，主要研究以下三方面内容:一是化学非平衡槽道湍流的统计分析;二是化学非平衡对槽道湍流统计特性的影响;三是化学非平衡对槽道湍流平均热流/摩阻的影响。研究表明:(1)随着流场内温度的升高，离解化学反应开始出现并变得越来越重要。(2)化学非平衡不仅能抑制平均温度升高，而且对平均密度和压力也有较大影响。与热完全气体类似，化学非平衡还会减小脉动量的值。(3)高温真实气体效应会引起平均热流和摩阻的降低。　　 选用超燃冲压发动机隔离段的实验条件，在冻结流（氧气、氮气和水蒸气）假设下，得到了极高雷诺数的壁湍流数据。分析发现:(1)在高雷诺数下，统计量有一些特别的属性，这在低雷诺数下不容易观察的到。比如，平均速度剖面具有明显的速度耗散率层;在槽道中心处的脉动值基本为零。(2)利用简化模型，直接数值模拟得到的壁面平均热流与隔离段实验的结果吻合的较好。此外，修正参考焓值法Ⅱ得到的平均热流与直接数值模拟的误差很小，与实验的误差也较小。