本项目提出了适用于超/高超声速飞行器复杂外形绕流的当地化转捩-湍流预测技术，解决了传统预测方法无法完全当地化求解和稳定性基础不完备的"顽疾"。

在高速流动中，由于湍流边界层气动热加热严重和超声速飞机的巨大噪声问题。

要发展新技术来解决这些难题，首先需要解决的就是高超声速边界层的高精度湍流-转捩预测技术。

传统的湍流-转捩预测模式并未完全实现当地化求解，需要过多的非当地操作，并且过于经验化。

项目完成团队另辟蹊径，以三维可压缩边界层相似方程为理论基础，建立了边界层相似速度型在不同马赫数、当地后掠角条件下的数据库评判标准。

以层流脉动输运方程和间歇因子输运方程为基底，提出具备物理机制的新型当地化求解的高超声速转捩模式，不仅实现了相速度的精确计算，重新构造第一模态和第二模态，而且提出了螺旋度雷诺数和横流强度因子两个新的流动指示因子实现横流模态的合理建模，从而使得申请人提出的模式可以同时对高速边界层里的第一模态、Mack模态、激波诱导附面层分离以及横流模态导致的转捩进行精确预测，大幅提高预测精度。

模式预测结果与国际领先同行的理论分析、工程预测和风洞、飞行试验数据吻合较好，证实了新型预测技术的合理性和精确度已跻身国际领先行列。

相应模型得到航空主机所型号的验证。

发表期刊论文3篇（SCI论文1篇），培养博士生1名，硕士研究生2名。