在高超音速条件下,由于存在激波以及粘性,飞行器周围气体温度高。这时,气体物性参数与温度之间不再满足常温下的关系,确立气体物性参数值是准确计算气动力和气动热的前提。如温度在600K至2500K范围内,气体的比热与温度有关,这时比热比也与温度有关,并不等于常数值1.4。比热比值的变化对流动稳定性的影响情况是值得研究的问题。本论文取气体的比热比为不同常数值、比热比是温度的函数进行了计算研究。通过求解二维平板超音速边界层方程,得到层流相似解,将其作为基本流剖面,计算研究了比热比取不同值及取变数时对第一模态和第二模态波的中性曲线、最大增长率的影响。还研究了参数ck取不同值时对流动稳定性的影响,以此说明确定热物性参数值的重要性。通过线性稳定性分析得到以下结论:1当比热比为不同常数值时,在所计算的不同来流马赫数(4.5、6、8)下,随着比热比值的减小,对于第一模态的中性曲线,临界雷诺数增大,稳定区域扩大,不稳定区域后移并缩小;而对于第二模态中性曲线,临界雷诺数减小,不稳定区域下移且有重叠。随着比热比值的减小,对应相同雷诺数处第一模态最不稳定波的幅值增长率减小,而第二模态的则增大。发现不同的比热比值对二维超音速平板边界层的稳定性影响比较大。2对于马赫数为8、比热比为变数时,其温度相似性解位于比热比1.4和1.35的之间;从中性曲线结果看,第一模态的在1.4和1.35的之间,而第二模态的不全在1.4和1.35的之间,表明在实际计算中难以获取某一合适的等效比热比。3参数ck取不同值时,对于第一模态波中性曲线影响比较大,随着ck的增大,临界雷诺数变大,不稳定区缩小并且向后移动。在实际计算中,为获得精确结果需要根据实际飞行条件准确给出气体热物性参数值。