高超声速飞行器是航空航天技术领域研究和发展非常关键的一个领域。然而,在其设计和制造中仍有许多问题需要被我们深入的研究和解决,其中之一就是如何准确预测高超声速飞行器边界层转捩的位置。本文针对高超声速平板边界层,来流马赫数为4.5、6、7,壁面采用等温、绝热和温度分布三种不同壁面温度条件的基本流(其中等温条件壁温取来流温度,温度分布条件给出壁面温度在120s、300s、400s、600s四个不同时刻)。对零攻角钝头锥边界层,取来流马赫数为5,六种钝头半径尺寸分别取R~*=1mm、1cm、5cm、10cm、20cm、30cm。取30 km高空处的气体参数,本文采用直接数值模拟的方法计算基本流场,然后对稳定性进行分析,并用e ~N的方法预测转捩位置,得出的主要结论如下:1、对于高超声速平板边界层:壁面温度越接近绝热壁温,第一模态波越不稳定,第二模态波越稳定。马赫数为4.5和6的绝热壁条件下主导转捩的是第一模态。其余情况,即在等温壁面条件和温度分布壁面条件的工况下和绝热壁面条件下的马赫数为7的工况下,转捩均由第二模态波主导。研究还发现:等温壁条件下不稳定频率最高,转捩位置较其他壁面条件更靠近板前缘,且马赫数越大转捩位置越靠前;而绝热壁面条件下的不稳定频率最低,马赫数越大,转捩位置越推后;在壁面温度分布条件下,在流场中经过的时间越长,不稳定区间向低频方向移动,且转捩位置越靠后。并且马赫数越大转捩位置越提前。对于壁面温度分布的边界条件,很难找到某一个温度作为等温壁温来代替。基本流仍需利用直接数值模拟获得。2、对于零攻角高超声速钝锥边界层:随钝锥钝度的增加,第二模态中性曲线的不稳定频率范围变窄,中性曲线对应的不稳定区域后移,并且钝头半径与中性不稳定区域最靠近钝锥头部的流向位置即临界位置呈线性关系。随钝锥钝度的增加,转捩位置后移。钝头半径与转捩位置也呈线性关系。且并未发现转捩反转现象。在等温壁条件下,随着壁面温度升高,不稳定区间向低频方向移动,使第二模态更加稳定,转捩位置推后。这一点与平板的结论相类似。