高超声速边界层转捩相关问题对高超声速飞行器的气动力,气动热等方面有着重要的影响,深入理解高超声速边界层转捩机理以及准确预测边界层转捩过程对高超声速飞行器具有重大意义。相比于超声速条件下,高超声速边界层的自然转捩过程表现出明显的差异,其中最主要是高超声速条件下边界层在自然转捩过程中会出现第二模态扰动波,第二模态波对高超声速边界层的转捩产生重要的影响。本文通过基于纳米示踪的平面激光瑞丽散射技术和高频脉动压力测试技术对高超声速圆锥边界层转捩过程中出现的第二模态波开展实验研究。文章首先研究了雷诺数对圆锥边界层中扰动波发展的影响。高超声速圆锥边界层中第二模态扰动波产生的位置以及扰动波特征频率和波长等参数受雷诺数影响较大,当单位雷诺数从2×10⁶ m^-1增加到8×10⁶ m^-1时,第二模态波的特征频率从55 kHz增加到226 kHz;随着单位雷诺数增加,边界层中扰动增长速度加快,第二模态波出现在圆锥表面更靠近上游的位置;相同单位雷诺数条件下,随着第二模态波的向下游传播,其特征频率逐渐减小。利用互相关分析得出第二模态扰动波在边界层中的传播速度大约为当地主流速度的0.8～0.9倍。在圆锥边界层的NPLS流动显示实验研究中,在圆锥边界层中观察到了清晰的“绳状”第二模态波结构。然后研究了攻角对圆锥边界层的影响,在1o小攻角条件下,此时边界层中占主导地位的仍然是第二模态,但是圆锥迎风面和背风面边界层发展呈现出明显的差异。背风面边界层中扰动发展提前,第二模态波出现在更靠近上游的位置,而迎风面中扰动发展受到抑制,第二模态波特征频率更大。在1o攻角条件下扰动波发展阵面的研究中发现,扰动波幅值的增长率并不是随着向迎风面的发展而一直减小的,在圆锥背风面上,存在一个幅值增长相对延缓的区域,从而在背风面的幅值增长阵面上形成一个“凹陷”。当攻角增大到5o时,此时背风面流动受横流不稳定性影响,转捩位置大幅度提前,在背风面中测量到特征频率约为40kHz的扰动波。在文中开展了激光聚焦扰动作用下7o直圆锥边界层稳定性相关实验研究。通过对压力数据进行短时傅里叶分析和功率谱分析发现,相比于不添加激光聚焦扰动的结果而言,添加的激光聚焦扰动使边界层中第二模态波的出现位置提前,且扰动波的幅值大幅度地增加,其对边界层中扰动波发展的促进效果明显。同时,激光聚焦位置的不同对边界层中扰动波的发展也具有不同的影响。当激光直接聚焦于圆锥壁面X=100mm位置时,边界层中频率为90kHz的扰动波幅值增长最快,在X=500mm的位置处其幅值放大倍数为3.81倍,相比而言当激光聚焦位置位于圆锥前方自由来流中时,边界层中幅值增长最快的扰动波频率大幅减小为73kHz,相同范围内,其幅值放大倍数为4.51倍。由此可见当激光聚焦位置位于圆锥上游的自由来流中时,其对边界层中扰动波的影响更为显著。在马赫6条件下,对裙锥边界层中的第二模态不稳定波开展了实验研究。通过NPLS结果清晰直观地观测到了高超声速边界层中相互交织的绳状第二模态不稳定波结构,分析了三种不同雷诺数条件下的边界层扰动波演化历程。对时间相关NPLS图片中的第二模态波等大尺度流动结构进行相关性分析,从而得到不稳定波的传播速度。通过将流动显示图片中空间分布的密度信息转换为时间分布的流场密度信息,对不稳定波的频域信息进行分析,其测量得到的第二模态波特征频率与用PCB压力传感器得到的结果基本一致。研究发现在边界层转捩过程中,第二模态波的能量先增长,这个过程中伴随着高次谐波成分的出现,当第二模态波能量增长到一定程度后开始衰减,而特征频率低于第二模态波特征频率的扰动波成分迅速增加。同时通过双谱分析发现,在第二模态波波形失稳,第二模态波开始消失的阶段,此时流动中的非线性作用更加明显。