高超音速技术在巩固国防安全方面具有重要价值,世界各大强国都在加大投入力度研发飞行速度更快、反应时间更短、突防能力更强的高超音速飞行器,但高超音速飞行器的研发却面临极大挑战。飞行器以高超音速飞行的过程中,外部气流被猛烈压缩并且与飞行器蒙皮剧烈摩擦,致使飞行器产生强烈的气动加热现象。气动加热会产生大量的气动热,飞行器蒙皮会产生强烈的热应力、热应变和材料腐蚀,恶化机舱内的工作环境。因此,飞行器在飞行过程中的热量和动量传递的研究具有重要作用。本文分别探讨了具有气体注入的高超音速边界层的流动传热分析以及高超音速滑翔器层流边界层的非定常流动传热规律。主要内容如下:1)气体注入是降低高超音速飞行器气动热的重要途径。本文用解析法研究了具有均匀气体注入情况下的可压缩流体在可渗透壁上的层流边界层流动和传热特性。根据动量传递、能量传递和质量扩散的相似原理,假定粘度、导热系数和扩散系数均是温度的非线性幂函数,建立了高超音速非线性边界层控制方程。采用Illingworth相似变换将偏微分控制方程转化为常微分控制方程,利用同伦分析法（HAM）求解。画图揭示了气体注入强度对流动和传热的影响,随着气体注入强度的增加,壁温显著降低;来流马赫数越大,壁温越高;当自由流马赫数为5Ma时,平板前缘剪切力超过3000N。2)基于高超音速滑翔器的外形特点,研究了高超音速滑翔器边界层非定常流动和传热规律。由Sutherland公式,假设粘度与导热系数均为温度的函数,根据高超音速边界层理论,构建了高超音速层流边界层的非定常流动和传热控制方程。将偏微分方程组无量纲化,并利用有限差分法求解。画图揭示了关键参数对高超音速滑翔器层流边界层流动和传热的影响规律。本文构建的理论模型可以为飞行器外流场的进一步研究奠定理论基础。通过与文献中的结果进行对比验证了求解方法的有效性,各参数对飞行器热量和动量传递的影响以及求解出的剪切力大小可以为高超音速飞行器的材料选择提供相关理论依据。