高超声速飞行器的研制一直是航空航天领域的热门,边界层转捩位置的预测是其中的研究重点和难点之一。以往对高超声速边界层转捩的研究多集中在平板或圆锥等二维边界层,而新型高超声速飞行器的设计中一般采用乘波体外形,这类外形的流场大多是三维边界层。HIFiRE-5是美国和澳大利亚联合进行的国际高超声速飞行实验项目第五次飞行计划中,专门为研究三维边界层的转捩而设计的飞行器外形,它是一个长短轴之比为2:1的椭圆锥模型,该模型更贴近工程实际。本文针对HIFiRE-5椭圆锥模型,研究高超声速三维边界层的稳定性特征、扰动演化特征及转捩预测。本文计算了与风洞实验工况相同的椭圆锥模型的基本流流场,分析了流场的三维特性,并与轴对称的圆锥流场进行了比较。用LST方法全面分析了椭圆锥边界层主要区域的稳定性特征,用eN方法对转捩位置进行预测,并与风洞实验的结果进行了对比。对椭圆锥短轴附近的流向涡结构,进行了全局稳定性分析。最后,用数值模拟的方法计算了HIFiRE-5椭圆锥边界层中扰动波的演化,与理论结果进行了比较,还计算了行进波和定常涡扰动的非线性演化。所得主要结论如下:1、椭圆锥边界层存在横流速度,为典型的三维边界层,短轴附近存在流向涡结构。流向涡的展向宽度沿流向基本不变,但边界层厚度在展向变化比较剧烈。流向涡区域需要用全局稳定性进行分析,除流向涡区域以外的大部分区域,流场变化比较缓慢,速度分布存在一定的相似性。对这个主要区域,可以用线性稳定性理论进行分析。2、椭圆锥边界层的主要区域中:1)横流的存在使得增长率分布关于β-0不再是对称的,不对称的程度与横流速度及横流方向波数的乘积β_w有关。这种不对称使第一模态中出现零频率扰动,影响转捩发生的机理。2)边界层厚度的展向不均匀性也会对稳定性有较大影响,使得第一模态不稳定扰动的频率“集中”,导致扰动的增长区几乎遍布整个椭圆锥模型;使得第二模态不稳定扰动的频率“分散”,导致扰动的增长区仅存在于一个狭长的区域内。因此,第一模态的N值包络比第二模态的N值包络大得多。3)由理论得到的第一模态N值包络的等值线与噪声风洞实验的转捩位置符合较好,分析得到的主导转捩的扰动波频率在50kHz左右,也与实验测量吻合。横流定常涡的N值等值线与静风洞实验的转捩位置符合比较好。3、椭圆锥边界层的流向涡区域中,全局稳定性分析发现,存在两种不稳定模态,Y-模态和Z-模态。Y-模态的增长率要比Z-模态的大,Y-模态更有可能主导流向涡区域的转捩。Y-模态最大N值对应的频率与实验中测得的结果十分接近。4、对小幅值扰动演化DNS模拟的结果表明,理论分析能够比较可靠的预测椭圆锥边界层中各个模态扰动波的线性演化。射线跟踪法对横流方向波数的变化预测的非常好,但对扰动幅值的预测比DNS结果偏低,而鞍点法对横流方向波数的预测存在偏差,但对扰动幅值的预测反而比较好。造成这种现象的原因可能是非平行性的影响,还需要进一步深入研究。5、对有限幅值扰动演化DNS模拟的结果表明,由于非线性的作用,扰动幅值演化会经历饱和过程。横流行进波和横流定常涡模态的幅值饱和过程不太相同:对于横流行进波,幅值达到0.2时,非线性作用开始明显,幅值达到过饱和时为0.24左右,过饱和后幅值逐渐衰减,进入饱和状态幅值为0.1左右;对于定常涡模态,当幅值达到0.3时非线性作用开始明显,其饱和幅值较大,为0.4左右,达到饱和幅值后,经过一段平衡后幅值会继续增长,形成一种含欠饱和过程的幅值演化过程。横流行进波模态达到过饱和的过程较快,从非线性明显起作用到幅值达到过饱和峰值的距离也比较短。因此,可以用线性稳定性理论预测幅值达到过饱和峰值的位置,为横流行进波模态引起的转捩预测提供了理论基础。