刘 璐, 曹 伟

(天津大学 力学系, 天津 300072)

0 引 言

高超声速飞行器是航空航天技术领域研究和发展的重点，有许多关键问题亟待解决，其中之一就是如何准确预测高超声速边界层的转捩位置[1-2]，因其直接影响到气动力、气动热计算的准确性，这是高超声速飞行器设计的基础。

在航空工业领域，eN方法被认为是预测转捩位置的最有效方法，其中，N值往往结合实验和飞行数据给出。但高超声速风洞实验存在诸多难点，且早期eN方法忽略了多种因素影响，如今正在逐步完善[3-4]。Chen等[5]对Ma=3.5条件下尖锥和平板模型的转捩现象进行了研究，发现绝热壁条件下测量得到的N=10的转捩预测位置与线性理论结果吻合良好。Malik[6]也用eN方法对Ma=3.5条件下尖锥转捩位置进行了研究，并将N值调整为5，这与一般公认的N=9～11相差甚远。苏彩虹等[7]指出了传统eN方法的不足并进行了改进，建议N值取为3.5。

在高超声速飞行器边界层稳定性分析以及转捩预测相关研究中，壁面一般采用绝热或等温条件。在不同壁面条件下，贾文利[8]研究了考虑真实气体效应对高超声速钝锥边界层稳定性及转捩位置的影响。研究发现：对于绝热壁条件，转捩位置随马赫数增大而推后；对于等温壁条件，在相同壁面温度下，转捩位置随马赫数增大而提前；在相同马赫数下，随着壁面温度降低，第一模态更加稳定，且壁面温度条件对稳定性产生影响，进而影响转捩位置；壁面温度冷却对第二模态扰动具有不稳定效应[9]。……