沙心国, 郭 跃, 纪 锋, 袁湘江, 沈 清

(中国航天空气动力技术研究院, 北京 100074)

0 引 言

边界层转捩准确预测问题是高超声速飞行面临的主要气动问题之一[1]，边界层流动状态直接影响飞行器表面热流、摩擦阻力和分离区等，进而影响高超声速飞行器的气动力/热性能、飞行稳定性、进气道起动性能和发动机燃烧性能等。边界层转捩是一个多因素耦合影响的强非线性复杂流动物理现象，其与来流噪声、马赫数、雷诺数、迎角、壁面温度、前缘钝度、粗糙度和壁面催化等众多因素有关[2]。从1883年雷诺在实验中发现两种流动状态，至今已经一个多世纪，边界层转捩和湍流问题依旧没有建立完备的理论体系。目前的实验手段和数值模拟方法[3-6]仍旧无法完全模拟边界层转捩问题[7]，对边界层转捩的预测能力存在不尽如人意之处，尤其是在高超声速领域，主要原因是对边界层转捩现象及机理认识不清。欲实现高超声速边界层转捩的准确预测，首先需要对边界层转捩现象有清晰的认识，摸清边界层转捩过程与机理，才能对边界层转捩过程进行准确建模。

在高超声速圆锥模型边界层转捩研究中，人们发现有迎角条件下，模型表面会出现条纹结构。早在1969年，McDevitt和Mellenthin[8]就在高超声速圆锥模型表面油流实验中观察到了条纹结构。Schneider[9-12]、Heitmann[13-14]、Sebastian[15]、Saric[16]、Berridge[17-18]、Chen[19]、Sivasubramanian[20-21]和Ji[22]等对条纹结构的产生机理开展了研究工作。总结前人研究结果，认为条纹结构的产生机制可以分为三类：①高超声速圆锥上条纹结构可能是低速时出现的横流失稳在高超声速下的表现[9-16]；……