陈坚强，涂国华，万兵兵,*，袁先旭，杨强，庄宇，向星皓

1. 中国空气动力研究与发展中心 空气动力学国家重点实验室， 绵阳 621000

2. 中国空气动力研究与发展中心 计算空气动力研究所， 绵阳 621000

3. 中国空气动力研究与发展中心 超高速空气动力研究所，绵阳 621000

自20世纪50年代起，高超声速飞行器已成为各航空航天大国的重点关注对象。高超声速飞行器飞行时有失败，比如美国X-15挡风罩破碎和燃料箱支架烧坏、哥伦比亚航天飞机失事、HTV-2飞行试验失败等。为了发展先进的高超声速飞行器，美国在20世纪80年代启动了国家空天飞机(National Aero-Space Plane，NASP)计划，但因缺乏科学的理论指导最终没能成功，不得不转向对简单模型的基础研究，高超声速边界层转捩问题是其中亟需解决的关键问题之一[1]。由于边界层的层流和湍流两个流动状态对飞行器摩擦阻力、噪声、表面热流等方面存在着巨大差异，对飞行器的安全和气动性能具有显著的影响[2-4]。因此，研究高超声速边界层转捩问题，预测层流到湍流的转捩位置，对飞行器的气动设计和热防护设计尤为重要。

一般来说，边界层转捩是由边界层模态失稳导致的，其失稳机制研究已近百年。失稳模态主要包括第一(T-S波)/第二模态、横流失稳模态、流向涡失稳模态、Görtler失稳模态和附着线失稳模态等。对于不同模型，触发转捩的主导模态可能会不一样。第一(T-S波)/第二模态之于无后掠无攻角的平板和锥形等[5-10]；横流失稳模态之于有后掠或有攻角的平板、锥形、机翼等[11-15]；……