精确而高效的数值研究方法在高超声速飞行器的设计和发展中发挥着十分重要的作用。故在高超声速临近空间飞行器和大气层内高空反导武器的研制背景下,针对高超声速过渡区流动气动力和气动热研究的方法和特点,本文主要进行DSMC(Direct Simulation Monte Carlo,直接模拟蒙特卡罗)数值模拟方法研究。　　 本论文对DSMC方法进行了完整而深入的学习,运用二维DSMC程序对高超声速过渡区流动中的气动力、气动热问题进行了研究。在前人研究工作的基础上进行改进,发展出三维并行化DSMC程序,应用于气动力的计算研究。　　 利用MPICH2并行化编程系统,本论文实现了三维并行化DSMC程序。三维并行化DSMC程序应用于高超声速过渡区流动的气动力研究,对高超声速过渡区流动中轴向力系数与飞行攻角的关系、法向力系数与飞行攻角的关系进行了研究。　　 基于二维DSMC程序,本文对高超声速过渡区流动中的气动力和气动热问题进行了系统研究。气动力方面包括:轴向力系数与飞行马赫数的关系研究、法向力系数与飞行马赫数的关系研究、轴向力系数与飞行高度的关系研究、法向力系数与飞行高度的关系研究。气动热方面包括；驻点热流率和壁面热流分布与飞行马赫数的关系研究；飞行高度与驻点热流率和壁面热流分布关系研究；驻点热流率和壁面热流分布与球头半径的关系研究。对气动热的研究过程中还着重研究了MCS/MFP对气动热计算精度的影响,并且得到很重要的结论。　　 通过这些研究可以说明,DSMC方法在研究高超声速过渡区流动气动力和气动热问题上,可以给出在工程上令人满意而信赖的结果。