飞行器表面的湍流摩擦阻力是重要的阻力来源，通过湍流控制降低飞行器摩阻具有重要的工程应用价值。目前，针对低速流动的湍流减阻控制已经得到大量研究，而针对超、高超声速流动的湍流减阻研究还不充分，而该方面的研究在超、高超声速飞行器等工程问题上有广泛的应用前景。同时，随着计算流体力学和高性能计算机的发展，直接数值模拟(DNS)已经成为研究湍流减阻控制的重要手段。本文利用直接数值模拟对超、高超声速壁湍流减阻控制进行了研究，主要内容如下:　　1.超、高超声速边界层流向条纹减阻控制及机理研究。进行了Mach2.25平板边界层DNS计算，结果表明，流向细纹可大幅推迟从层流到湍流的转捩，从而达到减阻效果;开展了Mach3，6的槽道DNS计算，结果显示，流向条纹可以减小7％左右的摩擦阻力。采用修正的FIK(Fukagata，Iwamoto&Kasagi)等式分析了阻力减小的机制，表明流向条纹能减小湍流强度，使湍流贡献项对摩擦阻力的贡献减少，同时在可压缩槽道湍流中，可压缩贡献项和可压缩与湍流相互作用贡献项对摩擦阻力的贡献很小。　　2.高超声速边界层壁温控制及机理研究。通过直接数值模拟研究了来流Mach6情况下三种不同壁温的平板湍流边界层的阻力特性及其与壁温的关系，并分析了壁温对湍流统计量和湍流结构的影响。其壁温分别为:Tw=3.5，6.98，10.5，壁温与恢复温度的比值从0.47到1.42。结果表明，壁温升高，摩擦阻力系数减少，湍流变弱。采用修正的FIK等式分析了阻力随壁温升高而减小的机制，当壁温升高时，与雷诺应力有关的湍流贡献项和与温度相关的可压缩贡献项主导了摩擦阻力的减少。　　3.探索了壁面均匀吹/吸对高超声速湍流边界层及其阻力特性的影响。结果表明，均匀吹可以明显减小摩擦阻力，增强湍流，而均匀吸有相反的效果，减阻率与施加的速度强度接近线性关系。采用修正的FIK等式分析了阻力变化的机制。结果表明，可压缩贡献项和可压缩与湍流相互作用贡献项对摩擦阻力影响微弱，阻力减小的主要原因在于平均对流贡献项的改变，与雷诺应力相关的湍流贡献项对阻力的减小起相反的作用。　　4.面向高性能异构并行计算平台，对高精度CFD程序OpenCFD-SC进行了移植优化。在天河2号高性能平台上的数值实验表明，移植优化后的程序在使用CPU+MIC协处理器协同并行时有3.58倍的性能提升。在神威主从核系统上的测试结果表明，主从核协同并行有17倍左右的性能提升，并且在最大核心数扩展到4×106时，并行效率为49.06％。利用移植优化后的程序对三维ONERA-M6机翼绕流进行了大涡模拟，获得了该三维翼边界层转捩到湍流的精细流动结构。