孔维萱，阎 超，赵 瑞

（北京航空航天大学 航空科学与工程学院，北京 100191）

0 引 言

在高超声速飞行条件下，边界层转捩直接关系到飞行器摩擦阻力、热交换及流动的分离位置等，若能准确预测转捩位置或延迟转捩的发生，可有效改进飞行器气动性能，大大降低燃料消耗，使热防护设计更为灵活。另一方面发动机唇口流动品质是发动机工作的重要参数之一，流动为湍流态时燃气成分掺混充分，保证燃烧效率；正确控制流动状态，强制流动发生转捩已成为高超声速一体化飞行器设计的重点难题。研究边界层转捩及其预测方法，对于飞行器气动设计和进气道一体化设计具有重要的工程意义。

风洞实验一直是研究流动转捩的重要手段，近年来静风洞的研究成果［1－3］成为模拟真实飞行状态流动转捩和验证数值方法的重要依据。随着计算流体力学的发展，数值试验已逐渐成为与风洞实验同等重要的流体力学研究方法。其中基于模式理论发展的转捩模式，以其稳定性和经济性成为最具有工程应用前景的转捩模拟和预测方法。Mayle等［4］提出非湍流脉动能概念，模化转捩前的流动脉动，随后 Warren等［5］将其耦合在湍流模式中，形成了一方程的转捩模式。Menter等［6］提出了一种避免求解积分量的基于当地变量的转捩模式，此模式在众多亚声速转捩流动中表现优秀；值得一提的是该模式特别针对分离导致的转捩对间歇因子提出了修正，并在部分算例中得到良好的效果。……