目前风洞的试验能力并不能完全满足高超声速飞行器发展对气动力特性研究的需求。在风洞试验模拟能力范围内，风洞试验条件与飞行条件之间不会完全一致，壁面温度等会影响风洞模拟的准确性。飞机以高超声速飞行时会产生强烈的气动加热。从热防护角度看，需要对壁面进行冷却。因此有必要研究壁面温度对飞行器阻力的影响。本文针对以上两点研究了壁温比对飞行器阻力及其常规风洞模拟效果的影响规律，完成了以下工作内容:　　(1)研究了壁温比对常规风洞模拟平板阻力效果的影响。通过量纲分析得知，来流静温不等无法保证模拟流场与真实飞行条件下的流场相似，平板边界层的数值模拟结果也验证了这一点。但从平板阻力的模拟结果来看，壁温比从1增加到8.2的区间内，差别并不大。而且，平板阻力随壁温比增加变化幅度不大。　　(2)以平板为研究对象，研究了壁温比对速度梯度的影响规律。对于平板模型，尽管壁温比增加引起边界层厚度的显著增加，导致壁面速度法向梯度显著减小，然而，摩擦阻力系数的变化却不明显，其主要原因是粘性系数随壁温增加而增加，抵消了速度梯度减小对摩擦阻力系数的贡献。而且，输运系数的取值对速度梯度也有影响。　　(3)研究并总结了壁温比对高超声速飞行器的阻力、内流道壁面压力及其常规风洞模拟效果的影响规律。对于吸气式高超声速飞行器，内流道的存在使得飞行器气动力的壁温效应不同于平板。随着壁温的增加，压差阻力系数表现出比平板更为剧烈的减小。同时，常规风洞阻力模拟结果与真实飞行条件结果的差距远大于平板模型的情况。高超声速气动力的壁温效应与模型结构相关，不能用简单标模的试验结果外推到具有内流道的复杂外形飞行器。