高超音速边界层层流-湍流转捩会导致高超音速边界层状态的改变,这直接影响到高超声速飞行器的飞行控制、推进、热防护等方面性能,因此对高超音速边界层转捩的机理研究对高超音速飞行器研制十分必要。感受性作为高超音速边界层转捩的初始阶段,是指外部的扰动导致边界层内扰动波激发和演化的过程,它直接决定了边界层转捩的初始条件,因此感受性研究是揭示层流-湍流转捩机理的关键环节。边界层感受性受多种外源扰动因素的影响,这些扰动源主要分为自由来流扰动和壁源扰动,两者都会诱发边界层转捩。在高超音速飞行器实际飞行过程中受到多种扰动因素的影响,而多种扰动形式共同耦合作用下高超音速边界层转捩机理仍是一个有待深入系统研究的课题,因此,本文研究了独立粗糙元对自由来流连续慢声波扰动作用下边界层内扰动波激发及演化过程以及边界层感受性中壁温效应,主要包括以下几方面。(1)本文利用高阶精度有限差分法直接对二维守恒形式NAVIER-STOKES(N-S)方程进行求解,主要采用了Steger-Warming流通量矢量分裂法对对流项分裂为正、负通量项,利用五阶WENO格式对正、负通量项进行离散,并采用三步三阶TVD Runge-Kutta格式进行时间推进,同时利用六阶精度中心差分格式对粘性项进行离散,最后验证了该数值方法的有效性性并确定计算模型以及边界条件。(2)基于上述高阶精度有限差分方法对高超音速钝锥绕流流场进行数值模拟,通过压强、密度、速度和温度等流动特征来研究流场的特性,并分析壁面摩擦系数和热流密度等参数进行高超音速流场气动热力学特性的研究,讨论独立粗糙元对高超音速流场及边界层感受性影响。(3)进一步在高超音速流场中引入自由来流连续慢声波扰动,分析自由来流连续慢声波扰动下高超音速独立粗糙元流场的响应以及边界层扰动波的演化,采用傅里叶频谱分析方法讨论了边界层内扰动波模态演变,对比分析独立粗糙元条件下和光滑壁面条件下对高超音速流场的响应特征以及边界层感受性,得出自由来流连续慢声波扰动下独立粗糙元对高超音速边界层感受性的影响规律。(4)基于独立粗糙元条件下自由来流连续慢声波扰动对高超音速流场的作用特征,选取壁温T_w=200K、T_w=450K、T_w=650K及T_w=850K作为研究条件,研究不同壁温条件下自由流脉冲慢声波扰动流场的响应,分析了独立粗糙元条件下边界层内扰动波的生成及演化过程,重点分析自由流脉冲慢声波扰动作用下高超音速独立粗糙元边界层感受性中壁温效应。