边界层转捩是飞行器设计中的一个具有重要实际意义但又尚未解决的问题。感受性是边界层转捩问题的第一步,指的是外界扰动通过某种途径激发出边界层内不稳定波的过程。该过程决定了边界层内不稳定波的频率和初始幅值等关键信息。对于高速飞行器,自由流扰动首先与头部的弓形激波作用产生激波后的扰动,激波后包含多种形式的扰动再通过一定的路径激发边界层内的不稳定波。对于钝头体,头部激波后存在熵层。本文以超声速钝板、高超声速钝锥为研究对象,研究了其熵层不稳定性。以自由流扰动为平面慢声波为例,研究了钝锥边界层的感受性问题。与已公开发表的高速感受性研究不同之处是,本文的工作揭示了从自由流慢声波到边界层不稳定波激发的中间过程的内在机理,细致地分析了可能存在的不稳定波的激发路径,找到了真正起主导作用的感受性机理,加深了对高速边界层感受性的理解。主要工作及结论如下:1、激波后的流动可依次划分为外层、熵层和边界层。根据数值模拟的结果,建议了更合理的边界层和熵层外缘的确定方法。熵层的流动是具有高熵梯度的有旋流动。钝板的熵层外缘在下游处几乎和边界层外缘平行,而钝锥的熵层则在下游的演化过程中逐渐与壁面不断增厚的边界层合并。2、熵层中存在不稳定的熵层模态,不稳定区集中在头部附近,频率较低,增长率较小。对于钝板边界层,熵层模态向下游的线性演化过程与线性理论吻合,由于该情况下并不存在不稳定的二维T-S波,因此未看到不稳定波的激发;而对于钝锥边界层,熵层模态在中性点附近激发出边界层内不稳定的第一模态。3、将慢声波与激波作用的理论应用于钝锥模型中,分析发现激波后的扰动可根据产生声波的情况分为三个区域,分别是头部附近的Zone 1,扰动为快声波、熵波和涡波;下游的Zone 2,因入射声波和激波的夹角超过了临界角度,无声波产生,仅有熵波和涡波;再下游的Zone 3,扰动为慢声波、熵波和涡波。直接数值模拟结果表明,在下游处边界层内的不稳定波被激发。4、根据理论分析的情况,对可能存在的边界层不稳定波的三个激发路径分别开展了深入的研究。研究表明,Zone 3中慢声波在整个感受性过程中起主导作用,而Zone 2中熵层模态起着次要作用,Zone 1中的快声波效率最低,基本没有贡献。