姚世勇，闵昌万，马祎蕾，杨 攀

(中国运载火箭技术研究院空间物理重点实验室，北京 100076)

0 引 言

高超声速边界层从层流状态转捩为湍流状态时，会使飞行器表面摩擦阻力和表面热流急剧增加，直接影响着飞行器的飞行性能。准确预测边界层的转捩位置有助于飞行器的气动设计和结构设计，提高飞行器的飞行效率和飞行安全。

影响边界层转捩的相关因素包括来流湍流度、当地马赫数、单位雷诺数、头部钝度、横流或三维效应、不规整飞行器外形存在的壁面凹陷或突出以及出于流动控制目的的壁面冷却、吹吸等。在高超声速流动中，还存在着激波边界层干扰、熵层吞噬效应、气动加热烧蚀导致的表面变形及粗糙化，以及膨胀流动下的再层流化等流动现象。由于涉及的因素众多，问题复杂，因此高超声速边界层转捩预测一直是空气动力学的难点之一。

圆锥是飞行器前体典型的组成部分，前人对高超声速流动下圆锥边界层的流动稳定性及转捩特性开展了大量的研究。Mack[1]发现在超声速和高超声速边界层中，除了黏性引起的第一模态不稳定波外，还存在一族在壁面和相对声速线之间来回反射的声波，其中最低阶的波被称为第二模态不稳定波。Stetson等[2-5]对来流马赫数8、半锥角7°的尖锥和钝锥边界层的稳定性特征进行了详细的实验研究，发现边界层内主要不稳定波是第二模态。苏彩虹等[6]对零攻角小钝头圆锥高超声速绕流边界层的稳定性及转捩预测问题进行了研究，发现第二模态波对等温边界层的转捩起主导作用，但对绝热边界层的转捩起主导作用的是第一模态波。……