초음속(극초음속) 항공기 설계는 X-51, HGB, HTV2와 같은 기종에서 잘 드러나듯이 공력 가열(aerodynamic heating)이라는 중대한 과제에 직면해 있다. 극초음속 비행 동안 기체 표면 온도는 최대 2200K에 이를 수 있으며, 이는 심각한 손상을 초래한다. 공력 가열은 항공기 표면에 영향을 미치며 경계층의 상태에 따라 달라진다. 층류 경계층은 낮은 열전달률을 보여 손상이 최소화된다. 그러나 난류는 열전달률을 급격히 증가시켜 열적 손상을 발생시킨다. 층류에서 난류로 전이되는 천이(transition) 구간에서는 가장 높은 열전달률이 나타난다. 이를 완화하기 위해 열 차폐물(heat shields), 표면 냉각 제트(surface cooling jets), 다공성 표면(porous surfaces)과 같은 기법들이 사용되어 층류 경계층을 유지한다. Mack Second Mode 불안정성은 층류-난류 전이를 유발하는 주요 요인이다. 다공성 표면을 통해 이러한 불안정성을 지연시키면 난류와 관련된 손상을 감소시킬 수 있다. 다만 다공성 재료를 전체 표면에 적용하면 중량이 증가하므로 선택적 적용이 중요하다. 본 연구는 Mack Second Mode를 가시화하고 표면 열전달률을 측정하여 경계층 전이를 진단하는 것을 목표로 한다.

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