近年来,随着航空航天技术的发展,超音速、高超音速边界层的转捩与湍流问题越来越受到人们的关注。为了更贴近工程需要,本文以超音速、高超音速锥体边界层为研究对象,用直接数值模拟(DNS)的方法研究了其稳定性、转捩及湍流,并对用BL湍流模式计算锥体湍流边界层进行了研究,主要得到以下结论:1.用摄动法对小攻角尖锥边界层的层流基本流进行了简化计算,并通过扰动演化的DNS与线性稳定性理论结果的比较,证实了所用方法的可靠性。2.通过对马赫数为6的高超音速零攻角尖锥边界层转捩机理的数值研究,得到与平板情况相似的结论,即平均流剖面稳定性的迅速变化是breakdown过程的内在机理,并且第一模态不稳定波在此过程中起主导作用。3.通过超音速钝锥湍流边界层的DNS,发现经过Van Driest变换后的平均速度壁面律与平均流剖面的相似性不受锥体效应的影响;而与平板相比,钝锥湍流边界层内的平均温度较高,压缩性较弱;钝锥湍流边界层内雷诺应力的分布规律,脉动量的相关函数,以及湍动能方程中各项的贡献与平板趋势相同,锥体效应的影响只表现在定量上。4.通过BL湍流模式与DNS计算结果的对比,发现二者给出的湍流区壁面摩擦系数基本吻合,但它们给出的热力学量相差较大;BL模式计算的速度经过Van Driest变换后,能很好地满足不可压缩湍流的壁面律,但是平均流剖面在有些地方与DNS结果有一定的差别;另外,BL模式所给出的转捩判定准则可能是针对某一风洞实验提出的,由于风洞的背景湍流度比较大,它不适用于预测高空飞行器的转捩。5.分析表明,BL模式不能准确给出壁面处的热力学量的原因是它对湍流普朗特数为常数的假设不正确。本文提出了修正方法,使计算结果有了很大改进。