题目：大型飞机后掠翼高速层流壁面温度技术研究

　　　在巡航状态下，大型飞机受到的阻力主要来自摩擦阻力。由于湍流流动的摩擦阻力总大于层流流动，而飞机表面大部分区域处于湍流状态,因此，层流控制技术能够有效的降低大型飞机在巡航状态下的阻力，从而提高飞机的经济效率。壁面温度控制方法的研究现状表明，这种方法能够有效的延迟转捩。但以往研究主要集中在定性的分析，其延迟转捩的流动机理尚不明朗。本文使用直接数值模拟方法计算了0.8 马赫高亚声速绝热平板边界层和加热平板边界层从层流转捩到充分发展湍流的全过程，结果表明壁面加热的确能够有效的延迟转捩。在转捩区，产生项存在两个峰值。第一峰值的位置不随转捩的进行而改变。第二峰值随着转捩进行不断衰减。在粘性底层，耗散项强度随着转捩进行而减小；在过渡区以上部分，耗散项强度在转捩时已经接近湍流状态。加热壁面使得在转捩区湍动能产生项、耗散项的发展时间增长，即大尺度流向涡存在时间增长。在完全失稳区，转捩机理与绝热情况相同。高亚声速平板边界层中的产生耗散项比被验证不具有马赫数不变性，原因在于可压缩流动脉动拟涡能与不可压流动的结果有差异。