本文围绕X-43A吸气式高超声速飞行器在稠密大气层中进行高超声速飞行过程中的流动特性和气动热特性的数值模拟研究展开。本文的研究包括两方面内容：一是在分析X-43A绕流流动特点的基础上,建立合理的数理模型和数值求解方法,并对建立的数理模型和数值计算方法的正确性进行检验；二是针对X-43A的不同飞行工况,对其流场特性和气动热特性进行详细地研究分析。超声速/高超声速可压缩流动中,高速气流和机身表面的固体壁面之间存在很大的速度梯度和温度梯度,摩擦阻力和气流受到的强烈压缩会导致强烈的气动加热。气动热的准确预测成为热防护设计的基础。在实际的超声速/高超声速可压缩流动中,存在层流和湍流两种流态,要通过数值模拟的方法来实现对流动和气动热特性的准确预测,所建立的数理模型和所采用的数值求解方法须能够实现对典型层流和湍流流态的准确求解。　　 本文采用有限体积法在结构网格上离散守恒型的流动控制方程。对于对流通量采用迎风格式思想来处理。采用拉伸网格和分区对接技术对整个流场区域进行结构化网格划分。壁面采取无滑移、非渗透处理；流场区域的出口采用一阶线性外插值；在流场的边界上采用虚拟节点的2阶精度处理；湍流模型采用涡粘性的k-ε两方程湍流模型,在近壁面区域采用壁面函数来处理,这克服了k-ε模型在近壁面低雷诺数区域不适应的问题。为了实现对超声速/高超声速可压缩流动的流场特性和气动热特性的研究,本文以高超声速圆柱绕流和尖头双圆锥激波层干扰流动对所建立的数理模型和数值求解方法对层流流动求解的合理性进行了验证；以超声速湍流压缩拐角流动和超声速湍流膨胀压缩拐角流动来验证数理模型和求解方法对湍流流动求解的合理性。在上述研究的基础上,以Ma=0.2的湍流平板流动、ONERA M6机翼的绕流流动及轴对称中空带裙部的圆柱-圆台组合体的复杂绕流流动对湍流模型的适用性和数值求解中网格的独立性进行了较为细致的研究。通过对比分析发现:本文所建立的数理模型和数值求解方法可以实现对高超声速复杂流场的模拟；所采用的k-ε湍流模型(在近壁面区域采用壁面函数来处理)对X-43A高超声速流场中包含的尖前缘绕流、压缩拐角流动、凸起物的绕流、激波与边界层的干扰流动等问题的处理都获得了与试验较接近的结果。　　 本文在前述研究的基础上,对X-43A可压缩流动的流动特性及气动热特性进行全面研究。研究获得了飞行器机身外表面、典型结构及机身重要截面的压力、温度、热流等的分布规律。研究表明:飞行器上表面的压力和密度峰值较下表面小,且变化和缓；下表面的压力和密度峰值较大,在头部前缘、压缩拐角及发动机的唇口处出现了压力和密度的峰值:在Ma=7、a=0°、H=30km工况下,飞行器头部前缘驻点的温度和热流分别达到了2060K和45.64 J/(cm2.s).本部分还进一步研究了飞行攻角、来流马赫数、飞行器机身外形等对气动特性的影响。研究结果对于高超声速飞行器的热防护设计具有重要作用。