刘是成 ，姜应磊 ，董昊 ,

1.南京航空航天大学 航空学院，南京 210016 2.非定常空气动力学与流动控制工信部重点实验室，南京 210016

0 引 言

边界层从层流到湍流的转捩会引起飞行器表面摩擦力和热流的急剧上升，从而威胁到飞行器的飞行稳定性和飞行安全。因此，认识高超声速边界层转捩机理对于高超声速飞行器的气动设计非常重要。

由于高超声速边界层流动结构的复杂性，目前高超声速边界层转捩研究还存在着诸多需要深入解决的问题， 如感受性问题、 旁路转捩、 横流转捩、转捩控制等。高超声速边界层的转捩过程与低速边界层有较大的不同，最典型的就是第二模态扰动。Mack最早利用线性稳定性理论分析方法对超声速边界层稳定性进行研究，发现对于马赫数（Ma）大于4的流动，第二模态波成为主要的不稳定性扰动。Stetson等在高超声速边界层转捩方面的研究发现第二模态波的频率受到边界层厚度的调制，边界层越厚，第二模态波频率越小。张传鸿等通过实验测量发现，第二模态波在流场后期会被抑制，转捩前出现“安静区”。徐席旺等在静风洞中利用NPLS技术获得了清晰的第二模态波流动结构。余涛等利用FLDI技术捕捉到了尖锥边界层内的第二模态波及其谐波。

迎角（α）变化对圆锥表面流动和不稳定波特性有重要影响。高马赫数来流情况下，0°迎角圆锥表面主要的不稳定性是第二模态不稳定性。对于带迎角的圆锥模型，其边界层带有明显的三维特性。……