题目：Bypass转捩影响因素及预测方法研究

层流到湍流的转捩是流体运动中重要的物理现象，被认为是流体力学中最具挑战的难题之一。开展边界层转捩，尤其是旁路转捩的研究，对于飞行器气动布局、热防护设计等具有重要意义。高超声速技术的飞速发展对高超声速边界层转捩的预测提出了迫切的需求。计算机技术和计算流体力学 (Computational Fluid Dynamics，CFD) 方法的迅速发展使得转捩模式的优势不断凸显，成为现有条件下实现高超声速复杂外形飞行器边界层转捩模拟和预测最实际、有效的研究方法。

本文的主要工作是通过数值模拟方法开展高超声速条件下边界层转捩的影响因素及预测方法研究。重点关注高超声速飞行器中的旁路转捩现象，采用修正的κ-w-γ转捩模式，验证其作为转捩模拟与预测方法的可靠性，考察与分析旁路转捩主要影响因素的影响机制及规律。

论文首先针对类X-51A飞行器前体缩比模型，以风洞实验状态为基准，分析研究了来流湍流度对其边界层转捩的影响，计算表明，当来流湍流度超过1.5%时，流动在计算域内发展为充分的湍流，且随来流湍流度的增加，转捩起始位置不断提前，转捩区长度不断减小。随后，针对高超声速流动中平板边界层内添加粗糙元而引起的旁路转捩，分析了半球与方柱两种构型粗糙元流动结构的异同，得到了以起始高度、临界高度及有效高度划分的粗糙元高度对高超声速边界层影响的不同区间以及各区间的流动特征。

特别地，针对高超声速进气道前体外形，设计了不同构型粗糙元及转捩带，通过对比不同外形下的流动结构，研究了不同转捩带对复杂外形边界层转捩的影响规律。结果显示，飞行器迎风面层流边界层受到粗糙元及转捩带的干扰而产生分离涡及尾涡等结构，并引起局部区域壁面摩擦力及压力分布的变化；粗糙单元仅使其周围的小范围区域产生剧烈变化；转捩带则会使得扰动不断发展并最终使边界层转捩位置大为提前。

通过一系列的计算并与实验结果对比表明，修正的κ-w-γ转捩模式能正确模拟高超声速条件下不同复杂程度外形的边界层转捩过程，可以作为高超声速边界层转捩的预测工具。