孙振华，吴催生

(中国空空导弹研究院，洛阳 471009)

0 引言

目前，先进远程空射导弹多采用整体式冲压发动机作为动力装置，它采用双用途燃烧室，当助推器工作结束后，助推药柱燃烧完毕剩下的空间，即可作为冲压发动机的燃烧室，能大大提高导弹的容积利用率，但这样就必须在冲压发动机燃烧室的入口端安装密封堵盖，亦称为进气道出口堵盖。在导弹助推飞行阶段，进气道内通道被出口堵盖封闭，其流动涉及进气道的一些非稳定工作特性，对整体式固冲发动机的工作有非常重要的影响，有可能导致弹体或冲压发动机结构破坏。因此，对该阶段的动态特性进行研究显得十分必要。

目前，针对冲压发动机的动态特性研究多集中在冲压发动机的燃烧不稳定及进气道在超临界和亚临界状态下激波运动造成的非稳定工作研究，而对整体式冲压发动机助推加速过程动态特性研究很少。Fujiwar等［1］分析二维外压缩超声速进气道的激波振荡频率，与实验结果吻合，振荡频率同样随着质量流量的降低而增加。Nishizawa等［2］数值研究了自由流马赫数1.64 Ma时，外压式进气道在亚临界状态下的激波振荡现象。研究发现，在亚临界时振荡流动存在多个峰值频率。其中，低频成分来自亚音速扩压器的声学共振，高频成分是由来自楔面上的周期分离流动被吸除造成的，高频率成分在扩压器长度增大时消失。Lu P J等［3］数值分析了冲压发动机进气道喘振现象。结果表明，喘振来自进口处的局部流动不稳定以及气室中的声学振荡。……