本发明公开了一种考虑几何不确定性的高超声速机翼气动力/热分析方法。根据伯恩斯坦多项式近似模型构造不确定参数的样本点，在给定飞行工况下，利用气动力/热工程算法计算样本点对应机翼外形的气动力/热响应值，同时应用最小二乘法得到多项式近似模型的拟合系数。在此基础上，利用已建立的多项式近似模型求解气动力/热响应值关于各个不确定参数的极大/小值点，并组合形成最大/小值点的向量，最终得到气动力/热响应值的区间上界和区间下界，实现考虑几何不确定性的高超声速机翼气动力/热分析。本发明方法得到的区间边界与蒙特卡洛方法得到的区间边界吻合较好，并且可以实现区间包络，为高超声速机翼外形的总体设计提供了新思路。