高速近空间飞行器的设计要求准确预测飞行器的气动特性,然而飞行器在穿越大气层的过程中,随着飞行高度的变化,飞行过程将经历连续到稀薄不同的流域,并且流场局部往往会出现高温和稀薄气体效应等复杂的非平衡效应。因此要实现飞行器的飞行、机动和控制,必须准确预测其气动特性,计算流体力学（Computational Fluid Dynamics,CFD）是主要手段之一。当飞行高度较低时,来流气体密度较大,可以采用基于Navier-Stokes（NS）方程的传统的CFD方法,但随着飞行高度的增加,来流密度降低,CFD方法会逐渐失效,则需要采用直接模拟Monte Carlo（Direct Simulation Monte Carlo,DSMC）方法。本文以平板作为近空间飞行器的简化计算模型,基于直接模拟Monte Carlo方法对高超声速平板问题局部稀薄气体效应及传统CFD的失效程度进行了研究。首先采用DSMC和CFD方法对飞行高度在60～80km,来流Ma在10～25范围内的平板模型进行了数值模拟,研究了飞行高度以及来流Ma对于连续失效参数、流场宏观量以及壁面气动量的影响,并基于稀薄效应刻画参数Zh,定量给出了NS计算的壁面摩擦、传热系数相对于DSMC的误差变化规律。研究发现,稀薄区域主要集中在平板前缘、壁面附近边界层内以及激波位置处。以DSMC结果为参照,NS低估了边界层内的峰值温度,计算的壁面摩擦和传热系数相对偏大,随着飞行高度和来流Ma的增加,稀薄气体效应增强,二者计算结果的差异逐渐变大。其次,采用DSMC和CFD方法对高超声速平板实验工况进行了模拟,比较分析了数值结果与实验结果的差异,提出了改进的边界条件。研究发现,DSMC计算的结果与实验结果比较符合,传统CFD方法计算的结果与实验结果有一定差异。本文采用课题组发展的改进的NS方法对该实验工况进行了模拟,并在此基础上提出了基于稀薄刻画参数Zh的边界条件。结果表明改进的方法可改善传统NS计算的边界层剖面及壁面摩擦、传热系数,速度剖面与实验结果比较符合。最后,采用DSMC方法对粗糙平板模型进行了模拟,研究了凹腔对于流场结构以及壁面气动力、热的影响规律。研究发现,凹腔长深比决定了凹腔内的流场结构,凹腔对流场影响仅在凹腔附近。在凹腔处可产生局部高热流,可以达到2倍以上的光滑平板热流水平。凹腔并不会明显改变平板受到的阻力,而是随着长深比的改变在摩阻和压力载荷之间转化。微尺度下壁面粗糙度的增大会导致总阻系数的增加,可以通过协调光滑平板的壁面适应系数来等效粗糙平板的效果。