边界层转捩是高速飞行器气动性能设计的关键瓶颈问题。在转捩过程中，飞行器表面的摩擦阻力和热流常会骤增数倍，因此，有效推迟转捩对于优化飞行器气动性能与热防护设计至关重要。对于环境扰动较弱的高空飞行工况，边界层转捩由Mack模态扰动的放大触发，其过程涵盖感受性、线性失稳及非线性共振等阶段。传统转捩控制方案主要聚焦于抑制失稳模态的线性增长率，但此类方案通常仅在特定频带内有效，而在其他频带可能产生不利影响。近期，力学研究所与天津大学合作研究团队提出了一种针对扰动非线性演化阶段的调控新思路，旨在实现宽参数范围内的转捩延迟。该研究在利用壁面温度控制手段调控高超声速边界层基频共振效应及其物理机理方面取得突破性进展。相关成果以“Control of hypersonic boundary layer transition by suppressing fundamental resonance using surface heating”为题，发表于流体力学领域顶级期刊 Journal of Fluid Mechanics。

针对高超声速边界层中典型的非线性共振机制——基频共振，本研究采用二次失稳分析与直接数值模拟方法，系统研究了壁面分布式冷/热源对扰动非线性演化的影响。研究发现，壁面加热能显著抑制二次失稳扰动的发展，进而有效推迟转捩。进一步，本研究基于渐近分析方法构建了三波共振理论模型，成功揭示了影响转捩控制效果的主导因素在于壁面热源引起的基频模态形函数修正。该理论模型在大雷诺数渐近条件下与二次失稳分析结果吻合良好，并在多种参数设置下验证了控制方案的鲁棒性。

本研究首次系统阐明了壁面分布式冷/热源调控高超声速边界层基频共振的效应与物理机制；所发展的渐近理论模型亦可便捷地拓展应用于其他壁面调控手段的研究。该工作为高速飞行器的非线性转捩预测提供了重要的理论与方法支撑，对实现气动性能与热防护系统的一体化优化设计具有重要应用前景。

本研究由力学所博士研究生纪晓阳为第一作者，力学所董明研究员和天津大学赵磊副教授为共同通讯作者。研究工作获得国家自然科学基金（12372222, 92371104、U20B2003, 12002235, 12588201）、中国科学院先导B专项（XDB0620102）和中国科学院稳定支持基础研究领域青年团队计划(YSBR-087)的联合支持。

文章链接：https://doi.org/10.1017/jfm.2025.10378

图1 物理模型示意图

图2 不同控制强度工况下Q判据识别的涡结构对比

图 3 大雷诺数下渐近理论结果（Asymp.）与二次失稳分析（SIA）结果对比：（a）基频共振增长率；（b）壁面热源引起的基频共振增长率修正量