作者：谢旅荣 郭荣伟航空航天推进系统吸气式高超声速飞行器二元进气道风洞试验数值模拟
摘要：针对飞行马赫数为6．00的二元进气道模型开展了高焓脉冲风洞试验研究，分析了进气道在不设置反压和设置反压两种情况下的激波结构、内通道皮托压分布及隔离段出口的性能，并结合数值仿真分析了通道内的流场特性。研究结果表明：在无反压情况下，进气道内通道激波反射明显，靠近下壁面的皮托压值均低于其他测点，在隔离段出口截面，靠近侧壁皮托压有所降低；在一定反压条件下，结尾激波系上传至隔离段内，结尾激波位置不对称；堵塞度为62％的反压条件下，结尾激波系位于喉道位置，隔离段出口截面下半部分已经是亚声速流动；在来流马赫数Ma=6．07，迎角α=4．5°无反压情况下，隔离段出口总压恢复系数为0．477，平均马赫数为2．72，增压比为44，流量系数为0．81，表明进气道性能良好。
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