在高超声速飞行的应用背景下，飞行器的表面会出现极大的摩阻和热流，它们会极大程度地威胁到飞行器的安全，因此热防护系统往往是必不可少的。在被动式热防护系统中，往往会在最外层附加一层辐射层，其能够将大部分的热流以表面辐射的形式传递至外部环境，从而降低表面的热流负担。当存在表面辐射效应时，飞行器表面的温度将会随空间位置出现变化，使得整体流场与具有等温壁面或绝热壁面的流场出现一定的偏差。考虑到热防护系统的现实意义，对受到表面辐射影响的流场进行系统的分析是必要的。

本文从层流流动特性、湍流流动特性和边界层稳定性三个方面分析了受到表面辐射影响的二维高超声速平板边界层流动。为更好地模拟表面辐射，我们引入了一种穿透型辐射平衡边界，其同时考虑了表面辐射与通过固液分界面穿透入结构内部的热量，理论上能够更好地贴近实际情况。为对层流和湍流的流场进行求解，我们使用了Du Fort-Frankel类的差分方法进行了计算。其中湍流模型使用的是经典的Baldwin-Lomax模型，但我们并未考虑转捩的影响，而是假定流场在最前缘便已达到完全湍流状态。无论是层流还是湍流情况，表面辐射均导致壁面温度沿流向逐渐减小。整体而言，壁面温度与来流马赫数成正相关，与对应大气高度和表面辐射率成反相关，且湍流情况的壁面温度要远大于层流情况。在将穿透型辐射平衡情况的剖面图和在同一位置处具有相同壁面温度的等温壁情况进行对比之后，我们发现两种情况的速度剖面基本没有区别，而穿透型辐射平衡情况的温度剖面的最大温度更高、达到最大温度的位置更远离壁面，这样的现象对于层流而言较为显著。进一步地，我们对穿透型辐射平衡情况和对应的等温壁情况的表面热通量进行了定量比较，发现对于层流而言两者的相对差异在10%的量级，且沿流向逐渐减小；对于湍流而言两者的相对差异仅在2%的量级。此外，在层流情况下此相对差异与来流马赫数、对应大气高度和表面辐射率均成负相关。这些结果表明，若使用基于层流等温壁情况的方法来预测受到表面辐射影响的层流边界层流动的表面热通量，很大可能会造成一定程度的对热通量的低估；而若使用基于湍流等温壁情况的方法来预测受到表面辐射影响的湍流边界层流动的表面热通量，表面辐射不会对结果的准确性造成过多的影响。为预测受到表面辐射影响的层流边界层流动的表面热通量，我们提出了一种修正参考焓方法，其能够在一定的参数范围内较好地预测层流穿透型辐射平衡情况的表面热通量，与差分方法的结果在多种情况下的最大相对差异仅为2.5%左右。在边界层厚度方面，层流穿透型辐射平衡情况的速度边界层厚度、位移边界层厚度和动量边界层厚度均与流向的坐标近似地成指数关系，其中速度边界层厚度对应的指数约为0.46，位移边界层和动量边界层对应的指数大约为0.51。对于湍流穿透型辐射平衡情况，我们仅考虑了由时均速度定义的速度边界层厚度，其同样也与流向的坐标近似地成指数关系，但指数受参数的影响更大，在0.68-0.76之间变化。对于边界层稳定性，我们使用了平行流动假设，计算得到了一些模态函数以及其对应的特征值。