李强，操小龙

(中国航天科工飞航技术研究院 北京机电工程研究所， 北京 100074)

0 引 言

对于在大气层内的高速飞行器，冲压发动机具有比冲高、推重比大、可长时间工作的特点。其进气道通过激波系的压缩使来流减速增压，以满足发动机的使用要求，是冲压发动机的关键部件[1]。低空高速飞行时，该类型飞行器的进气道压力可达来流压力的数十倍，对结构安全产生较大威胁。因此进气道压力载荷的预示和限制，成为飞行器研制过程中必须解决的关键问题之一。国外亚燃冲压发动机PTV的研制中，采用了进气道压力限制技术，通过控制燃料供应量以降低由于进气道超压导致的结构失效风险[2]。

进气道压力载荷预示一般使用数值仿真和风洞试验方法。白晓征等[3]对马赫数3.5飞行条件下整流罩开启过程中的进气道非定常流动进行了数值模拟，压力振荡峰值达到了来流压力的51.6倍；熊志平等[4]利用有限体积法研究了超声速轴对称进气道流场，其中马赫数3.0、进气道超临界状态的扩张段压力峰值为来流的17.5倍；张晓旻等[5]开展了进气道堵盖打开过程非稳态流场研究，其中马赫数2.5情况下出口堵盖处的压力峰值为来流压力的20倍以上；卫峰等[6]研究了曲外锥乘波前体进气道在超声速风洞中的压力特性，其中马赫数4.0下的进气道抗反压能力为来流压力的33倍。与进气道压力经验公式研究相关的文献鲜有发表，仅有少数工程设计人员从事该领域研究。……