随着航空航天技术的发展,高超声速飞行器设计成为空气动力学领域的研究热点。边界层从层流到湍流的转捩对飞行器的表面阻力、热流等有重要的影响,而转捩与多种因素有关。本文以马赫数为6的高超声速边界层为研究对象,采用直接数值模拟方法研究了不同深度的矩形凹槽对自然转捩的影响。该影响主要包含由凹槽引起的平均流修正对来流第二模态扰动的局部散射以及与自由流中的快慢声波相作用而引起的局部感受性。数值结果表明,凹槽对边界层平均流的修正、来流第二模态的局部散射以及自由流中声波的局部感受性包含两种机制。对于浅凹槽机制,凹槽的两侧壁面附近出现两个彼此独立的分离泡,凹槽对平均压力、速度等物理量的修正随凹槽深度的增加而增加;随之而来的凹槽对第二模态扰动的抑制作用以及对自由流中声波的感受性也随着深度的增加而增强。对于深凹槽机制,一个大尺度分离泡占据了整个凹腔;随着凹槽深度的增加,平均流修正减弱,凹槽对第二模态的抑制作用与局部感受性也减弱。