边界层转捩是影响高超声速飞行器气动力/热载荷精确预测的重要因素,直接关系到高超声速飞行器有效载荷及热防护系统可靠设计。基于转捩模式理论求解雷诺平均NS方程方法是目前开展边界层转捩预测的重要手段。但是,由于绝大部分转捩模型由低速流动发展而来,且模式中通常存在大量的经验公式和模式常数也基于低速边界层转捩理论和试验数据研究得到,而高超声速流动特征及转捩机制与低速流动存在较大的差别。因此在利用转捩模式方法开展高超声速边界层转捩研究时,需要对转捩模式开展可压缩等修正方法研究,并检验转捩模式对高超声速边界层转捩预测的适用性。在详细分析目前常见的四类典型转捩模式构造方法基础上,从中选择完全基于当地流场变量求解的γ-Reθ转捩模型,采用能同时满足高超声速激波捕捉和边界层高分辨率需求的Godunov和Steger-Warming混合格式,建立了高超声速边界层转捩预测方法。并对原始γ-Reθ模型开展了可压缩修正、温度修正、横流修正及头部钝度修正方法研究,构造了适用于高超声速边界层转捩预测的γ-Reθ-修正转捩模型。采用γ-Reθ-修正模型开展了来流湍流脉动强度、马赫数、雷诺数、攻角、头部钝度、温度对高超声速边界层转捩的影响研究。研究发现,采用壁温比这一组合参数开展温度对高超声速边界层转捩的研究是不够充分和清晰的。通过分解壁温比,分别开展了来流温度和壁温对转捩的影响研究。结果表明,在其他参数保持恒定的条件下,升高来流总温或降低壁温均会抑制转捩发生。通过结合γ-Reθ-修正模型和热化学非平衡模型,建立了热化学非平衡条件下的转捩预测方法,并针对Reentry-F外形的飞行试验开展计算分析,探索了高温气体效应对边界层转捩的影响。全文共分为七章。在绪论中,简要介绍了目前高超声速边界层转捩的研究意义、转捩类型、主要预测手段以及不同预测方法存在的主要问题,然后介绍了论文开展的工作。第二章介绍了原始γ-Reθ转捩模型的工作机理及数值方法。首先介绍了γ-Reθ转捩模型具备转捩预测能力的机理和工作模式,并分析了该转捩模型推广至高超声速边界层转捩预测时存在的问题及原因。然后详细给出了四方程转捩模式方程及本文采用的数值方法,并对8种不同数值格式的转捩预测结果的优缺点进行了细致比较分析,说明了在采用转捩模型开展高超声速转捩预测时,使用低耗散数值格式的必要性。本章还结合平板外形的边界层转捩预测问题,开展了网格无关性研究,结果表明,本文建立的转捩预测方法对于流向网格和法向网格的敏感性较低。第三章介绍了对原始γ-Reθ模型的高超声速修正方法研究。研究发现采用原始γ-Reθ模型开展高超声速边界层转捩预测时,获得的转捩区长度过长。因此,通过结合高超声速流场强压缩、边界层内强热扩散性的特点,开展了γ-Reθ转捩模型的可压缩修正和温度修正方法研究,建立了基于湍流马赫数和参考温度的修正方法,构造了适用于高超声速流动的γ-Reθ-修正转捩模型。修正后的模型可以有效提高转捩起始位置和转捩区长度的预测精度,且所有修正方法均完全依赖当地流场变量,没有改变该模型基于当地变量求解的优势。通过引入螺旋度横流修正方法对γ-Reθ-修正模型开展了横流修正研究,高超声速椭圆锥外形的转捩预测算例结果表明,本文采用的修正方法对高超声速横流转捩预测具有一定可行性。第四章针对目前研究得相对较为充分的典型高超声速边界层转捩影响因素,开展了转捩预测方法的适应性研究。采用基于γ-Reθ-修正模型的转捩预测方法对来流湍流脉动强度、马赫数、雷诺数、头部钝度、攻角开展了研究,分析了这五个因素对高超声速边界层转捩的影响规律。通过分析边界层内部流场结构及典型站位的剖面参数特征,研究了这些因素对转捩的影响规律及作用机制。结果表明,本文建立的方法能够正确反映增大来流湍流脉动强度促进转捩发生,升高来流雷诺数促进转捩发生,增大来流马赫数延迟转捩发生的规律。在γ-Reθ-修正模型基础上进一步开展了头部钝度修正方法研究,结果表明,头部钝度修正方法具备预测头部钝度导致高超声速边界层“转捩反转”的现象,且转捩位置预测结果与试验结果吻合。针对中国空气动力研究与发展中心超高速所的弹道靶试验结果,初步开展了攻角和头部钝度耦合因素对转捩的影响研究,结果表明,采用修正转捩模式方法得到的攻角和头部钝度耦合作用下的高超声速边界层转捩规律与试验结果吻合。第五章针对来流温度、壁温以及壁温比对高超声速边界层转捩的影响规律开展了研究。从无量纲NS方程中推导出转捩的主要影响因素,并发现来流温度T∞和壁面温度Tw分别从全流场分子粘性系数计算和NS方程定解条件（物面边界条件）两个方面对转捩求解产生影响。以7°尖锥外形为例,首先通过固定流场马赫数、雷诺数、来流湍流脉动强度,改变来流总温,研究了来流温度对转捩的影响规律及机制;然后在流场参数、湍流脉动完全相同的条件下,通过改变模型的壁面温度,讨论了壁面温度对转捩的影响;最后通过固定来流马赫数、雷诺数、湍流脉动强度,且保持壁温比恒定的条件下,研究了不同流场条件下的转捩情况。结果显示:固定壁温,来流总温升高抑制转捩发生;固定来流条件,降低壁温也会抑制转捩发生;壁温比恒定,不同流场条件下的边界层外层和底层的速度、温度均存在“拮抗作用”,导致转捩起始位置由于来流温度不同而存在一定差别。本章还采用三维边界层线性稳定性分析方法对不同状态下边界层内不稳定波的增长、发展规律进行了分析,结果表明,稳定性分析结果与转捩模式方法的结论相互吻合。温度对高超声速边界层转捩的影响研究表明,在常规高超声速地面风洞低总温环境下测得的转捩位置早于实际飞行条件的高总温环境。因此,在开展高超声速边界层转捩风洞试验研究时,不能仅将马赫数、雷诺数、来流湍流脉动强度作为转捩模拟相似参数,必须考虑温度的差异,且不能将壁温比作为一个整体因素来衡量地面风洞试验与飞行条件的温度差异,需要尽可能的复现来流温度。第六章针对高超声速飞行器往往伴随的高温气体现象,开展了热化学非平衡效应对转捩的影响研究。首先将γ-Reθ-修正转捩模型结合热化学非平衡计算模型,建立了可以考虑5组分空气化学反应模型、双温度热力学非平衡模型的转捩预测方法。然后采用该方法针对Reentry-F外形开展了转捩计算,并分析了热化学非平衡效应造成的流场结构、边界层剖面参数以及边界层转捩位置的不同。最后,通过改变Reentry-F飞行器头部半径,开展了热化学非平衡条件下的头部钝度对转捩计算结果的影响分析。结果表明,考虑热化学非平衡效应后,转捩位置相对于量热完全气体条件明显后移,且头部钝度在一定范围增大会延迟转捩发生。第七章为结论和致谢。通过全文研究,对原始γ-Re转捩模型进行了高超声速修正,构造了适用于高超声速边界层转捩预测的γ-Reθ-修正模型,并建立了高超声速量热完全气体和高温热化学非平衡气体条件下的转捩预测方法,该方法可以较为准确的反映典型因素对高超声速边界层转捩的影响规律。