本文考虑高温真实气体效应,对来流马赫数分别为6、8、10和20的高超音速零攻角钝锥边界层进行稳定性分析和转捩位置预测。根据飞行器表面温度处于不同的范围,分别考虑空气分子发生振动激发(变比热)、空气分子离解等真实气体效应,提出了合适的直接数值模拟方法计算基本流场,并根据线性稳定性理论对不同来流马赫数、不同壁面条件的零攻角钝锥边界层进行了系统的稳定性分析;采用改进的e-N方法对转捩位置进行预测,并将所得结果与比热为常值的结果进行了比较。发现对高超音速边界层进行稳定性分析和转捩预测时,高温真实气体效应的影响不容忽视。计算中,气体参数值取相应不同高度的大气参数。主要研究内容和成果有:　　1.提出两种方法求解考虑变比热真实气体效应的流场。一种方法是引入等效比热比,即,将比热为常值方程中原有的定值比热比用等效比热比来代替,控制方程、通量分裂形式等均与比热为常值的相同。另一种方法是对N-S方程中的对流项直接进行通量分裂,其形式与比热为常值的不同之处主要在能量方程项。经数值计算验证,两种方法得到的结果一致。其中第一种方法简单易行,不需对原求解比热为常值的程序做大的改动,而且此方法可以应用于考虑空气分子发生离解的流场的计算。　　2.通过变比热和比热为常值的对比计算发现,对相同的高超音速来流、壁面取绝热条件,考虑变比热真实气体效应对基本流和稳定性方面的影响有:高超音速钝锥绕流的脱体激波更加靠近锥面,锥面的温度更低,第一模态和第二模态不稳定波最大增长率均增大;第一模态和第二模态不稳定性分别向高频和低频移动。转捩位置的计算发现无论绝热还是等温壁面条件,考虑变比热的转捩位置均比比热为常值的提前。　　3.对于等温壁面,考虑变比热高超音速钝锥边界层随壁面温度的降低,第二模态波更加不稳定即最大增长率增大,临界雷诺数增大,中性曲线向高频方向移动;第一模态波则更加稳定即最大增长率减小,中性曲线向低频方向移动,临界雷诺数增大。而且,壁面温度对第一模态波稳定性的影响要比第二模态波的大。还发现转捩由第二模态波决定,壁面温度越低转捩位置越靠后。　　4.考虑马赫数对转捩的影响,对来流马赫数分别为6、8和10考虑变比热高超音速钝锥边界层转捩位置的计算发现,对于绝热壁面条件转捩位置随马赫数增大而推迟;在等温条件下,对于相同的壁面温度,转捩位置随着马赫数的增大而提前。　　5.对考虑离解真实气体效应的高超音速钝锥边界层进行稳定性分析和转捩预测发现,在高马赫数下,会出现与第二模态波增长率相当的更高频模态不稳定波;第一模态没有二维不稳定波;第二模态波二维扰动的增长率小于三维扰动的增长率。一般情况下考虑离解真实气体效应得到的增长率大于比热为常值情况,使不稳定波的频带变宽,不稳定性向高频方向移动。与比热为常值相比,考虑离解情况下增长率曲线向下游移动,峰值增大,N值包络线偏大,在转捩判据的选取需要考虑该现象。