王德鑫，褚佑彪，刘难生，李祝飞，杨基明

1.中国航天科技集团有限公司 第四研究院 第四十一所 固体火箭发动机燃烧、热结构与内流场国防科技重点实验室，西安 710025

2.中国科学技术大学 近代力学系，合肥 230027

吸气式高超声速发动机工作时，燃烧室背压会向上游传播，进而影响进气道/隔离段内部流动，诱使流场中产生激波串(Shock Train)[1]。在来流速度较高时，激波串可由正激波串发展为斜激波串[2-3]，同时剧烈的逆压梯度会诱导边界层分离，从而在激波串区域形成具有激波和湍流边界层分离的复杂流动现象[4]。通常，激波串会出现非定常振荡[5-6]，导致壁面产生脉动压力和热流载荷，易造成机体结构疲劳，降低飞行器寿命[3,7]。

激波串振荡问题涉及到激波与边界层相互作用，不仅流动复杂，且对下游背压扰动和上游来流扰动都极为敏感[1]。影响激波串特性有诸多因素，如流道长度[8]、侧壁面限制[9-10]、自激振荡[11-12]等。近年来，基于进气道模型研究激波串振荡问题已在试验和数值方法上得到一系列进展[4,13]。准确预测激波串振荡问题中的激波运动，还需更深入地理解背压扰动影响下的激波/边界层相互作用。对进气道出口背压扰动进行适当地简化，并借此来观测激波串的受迫振荡，是研究激波/边界层相互作用对背压扰动响应特性的常用手段[14-15]。在试验观测中，通过调节出口节流装置的变化幅度和周期，即可实现非定常背压出口条件。Bur等[16-17]通过试验研究了周期性背压作用下管道中激波串的非定常特性，较为精确地观测了激波和分离边界层的流动特征。……