题目：高超声速边界层转捩模式研究

层流至湍流的转捩是高度复杂的瞬时流动，表征了系统由简单的分层稳定状态到复杂的混沌湍流状态的过渡，被认为是经典物理中留下的最大难题。基于高超声速飞行技术和高超声速飞行器发展的迫切需求，探索高超声速边界层转捩的物理机理和发展适用于高超声速流动的边界层转捩预测方法成为研究的热点和难点。基于模式理论发展、建立的转捩模式具有计算稳定、对计算资源要求低等优势，是现有条件下最有可能应用于高超声速复杂外形飞行器边界层转捩模拟和预测的方法。本文的主要工作是研究适用于高超声速边界层的转捩模式，在非湍流脉动能概念的基础上给出不同扰动模态的时间尺度和长度尺度，讨论模式的计算性能，研究边界层转捩的影响因素，并将转捩模式应用于高超声速复杂外形飞行器的边界层转捩模拟和预测。论文首先在k-w-g转捩模式的基础上，以非湍流脉动能概念为模化依据，以时间尺度的形式反映第一模态、第二模态和横流模态等不稳定扰动波的最不稳定扰动频率对流动发展的影响，建立求解间歇因子、湍动能和湍流比耗散率的三个输运方程的转捩模式，形成能够模拟流动由层流转捩至湍流全过程的计算方法。对k-w-g转捩模式的模化方法提出了修正，参考稳定性分析、风洞实验和飞行实验等研究成果，考虑高速条件下多重影响因素的协同作用，在转捩模式中增加对不同模态扰动波最大增长率和幅值增长积累的模化。开展大量数值实验，计算包括超声速平板边界层、超声速尖锥、超声速裙锥、超声速椭锥等典型算例，通过计算验证了本文转捩模式能够成功应用于较宽马赫数范围、不同来流湍流度、考虑横流扰动和不同壁温等条件的边界层转捩模拟。并分别讨论了高超声速条件下攻角效应、头部钝化半径以及壁面温度条件等关键因素对边界层失稳和转捩的影响规律。特别地，实现了转捩模式在高超声速复杂外形飞行器流动模拟中的应用，分别以类X-51飞行器和HYFLEX飞行器为研究对象，采用本文转捩模式计算典型飞行状态并分析飞行器气动力/热特性。结果显示，引入转捩模式对高超声速复杂外形飞行器流动进行模拟和计算具有重要的意义，转捩模式计算得到的轴向力系数和俯仰力矩系数与全层流计算结果差异明显，在气动力/热计算和分析中考虑边界层转捩的影响，提高了对气动预测的精度。