丁浩 田立丰 郭美琦 桂斌

摘要：采用进气道流向伸缩的方法，对某高超声速飞行器进气道弯道及隔离段流场开展了数值模拟计算，获取了不同伸缩量对应的总压云图、马赫数云图和燃烧室入口总压恢复。通过对比发现，在Ma=5的巡航速度下，随着进气道向下游的伸展，燃烧室入口总压恢复系数呈现先升高后降低的趋势，当伸缩量为30mm时，燃烧室入口总压恢复系数可达到0.2484，比零偏移时提升了0.4%。通过对特定高超飞行器进气道采用流向伸缩的方法得到了最优总压恢复系数，为其他研究者在飞行器进气道优化设计方向提供了一种新型且有效的方法。

关键词：进气道；高超声速；数值模拟；燃烧室；总压恢复

中图分类号：V235.21文献标识码：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.08.004

基金项目：装备预研重点实验室基金（6142703180211）

近年来，伴随着航空航天技术的快速发展，世界各国加大了对高超声速飞行器研制的投入力度。进气道是高超声速飞行器推进系统的重要部件，对超燃冲压发动机的性能起着关键作用，内收缩进气道凭借其较高的压缩效率、较强的流量捕获能力等优点，受到各研究者的重点关注[1]。

现代高性能飞行器大多采用S形进气道来提高飞行器的隐身性能，但由于进气道内部曲率较大，使得边界层容易分离[2]。同时超声速气流与进气道壁面相互作用会产生复杂的激波结构，气流经过激波后总压损失较大，减弱了发动机的推力。飞行器在真实高超声速飞行过程中，实际来流往往不是均匀来流，因此采用试验方法开展研究难度较大、成本较高。……