楊玉新，陳 義，董新剛

(中國(guó)航天科技集團(tuán)公司四院四十一所，西安 710025)

0 引言

進(jìn)氣道的起動(dòng)/不起動(dòng)狀態(tài)是決定固體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)能否正常、穩(wěn)定工作的關(guān)鍵。當(dāng)超聲速進(jìn)氣道處于不起動(dòng)狀態(tài)時(shí)，總壓恢復(fù)系數(shù)和流量系數(shù)急劇下降，發(fā)動(dòng)機(jī)推力降低；通常還伴隨喘振，產(chǎn)生周期性熱/力載荷，破壞進(jìn)氣道和發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)[1]。確定影響超聲速進(jìn)氣道起動(dòng)性能的因素，獲得進(jìn)氣道起動(dòng)/再起動(dòng)特性，對(duì)提高進(jìn)氣道性能、擴(kuò)大沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作范圍具有重要意義。

國(guó)內(nèi)外對(duì)超聲速進(jìn)氣道的起動(dòng)/再起動(dòng)問(wèn)題進(jìn)行了廣泛而深入的研究。Ge-Cheng Zha等[2]通過(guò)數(shù)值仿真研究HSCT軸對(duì)稱進(jìn)氣道在來(lái)流馬赫數(shù)Ma=2下的流場(chǎng)后發(fā)現(xiàn)，喉道處流場(chǎng)的畸變程度對(duì)進(jìn)氣道起動(dòng)性能影響很大。Saied Emami等[3]對(duì)來(lái)流馬赫數(shù)Ma=4時(shí)，由于反壓變化引起的超聲速不起動(dòng)/再起動(dòng)過(guò)程進(jìn)行了試驗(yàn)研究，得到了進(jìn)氣道能夠再起動(dòng)的收縮比范圍，但目前公開(kāi)資料中還沒(méi)有給出詳細(xì)數(shù)據(jù)。Mahoney[4]通過(guò)研究，給出了進(jìn)氣道面積收縮比、來(lái)流馬赫數(shù)的關(guān)系對(duì)其再起動(dòng)性能的影響。梁德旺等[5-6]研究了進(jìn)氣道內(nèi)收縮比、飛行高度和攻角對(duì)超聲速進(jìn)氣道起動(dòng)性能的影響，還研究了典型超聲速二元進(jìn)氣道不起動(dòng)和再起動(dòng)過(guò)程，發(fā)現(xiàn)通過(guò)增大來(lái)流馬赫數(shù)使進(jìn)氣道再起動(dòng)過(guò)程也存在遲滯回路現(xiàn)象。張堃元等[7-10]通過(guò)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)和非定常數(shù)值仿真，研究了攻角動(dòng)態(tài)變化對(duì)進(jìn)氣道起動(dòng)特性的影響。然而，這些都是針對(duì)型面設(shè)計(jì)階段的定幾何進(jìn)氣道，沒(méi)有考慮彈體和進(jìn)氣道布局形式對(duì)起動(dòng)特性的影響。

本文針對(duì)某典型固沖發(fā)動(dòng)機(jī)用雙下側(cè)布局二元混壓式進(jìn)氣道的不起動(dòng)-再起動(dòng)特性，開(kāi)展了高速風(fēng)洞試驗(yàn)和彈體/進(jìn)氣道一體化數(shù)值仿真研究。通過(guò)試驗(yàn)獲得了反壓變化下進(jìn)氣道狀態(tài)由起動(dòng)-不起動(dòng)-再起動(dòng)過(guò)程；同時(shí)，建立了彈體/進(jìn)氣道一體化三維模型，通過(guò)數(shù)值仿真分析了雙下側(cè)布局形式的兩個(gè)進(jìn)氣道在不同飛行狀態(tài)下的流場(chǎng)特性，研究了飛行狀態(tài)對(duì)不起動(dòng)-再起動(dòng)特性的影響。

1 風(fēng)洞試驗(yàn)與數(shù)值仿真模型

1.1 物理模型

本文研究的典型固沖發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道及其彈體如圖1及圖2所示，進(jìn)氣道幾何型面中L=20.4Ht、H0=2.25Ht、H2=1.74Ht、δ2=1.75δ1、δ3=1.975δ1、δ4=2.5δ1。進(jìn)氣道為后置腹下90°雙下側(cè)氣動(dòng)布局方式，進(jìn)氣道與彈體間有隔道。自由流氣體經(jīng)過(guò)彈體預(yù)壓縮，兩進(jìn)氣道的三級(jí)外壓縮面壓縮后進(jìn)入進(jìn)氣道內(nèi)，經(jīng)過(guò)轉(zhuǎn)彎在圓形補(bǔ)燃室內(nèi)摻混。該進(jìn)氣道工作馬赫數(shù)范圍為Ma=2.4～3.5，設(shè)計(jì)狀態(tài)為Ma=3.0(攻角α=2°)。

試驗(yàn)?zāi)Ｐ秃蟛颗c支撐機(jī)構(gòu)相連，并通過(guò)節(jié)流錐調(diào)節(jié)進(jìn)氣道反壓。圖3為進(jìn)氣道模型在風(fēng)洞中的照片。

1.2 數(shù)值仿真模型

數(shù)值模擬采用基于密度的隱式求解器，應(yīng)用Roe-FDS矢通量分裂格式，控制方程離散選用一階迎風(fēng)格式。湍流模型選用標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型，采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)。收斂準(zhǔn)則為：殘差至少下降3個(gè)數(shù)量級(jí)，且進(jìn)氣道出口截面流量穩(wěn)定。

采用ICEM生成結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，對(duì)近壁網(wǎng)格進(jìn)行局部加密。在無(wú)側(cè)滑工況下，彈體-進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)對(duì)稱、流場(chǎng)對(duì)稱，為節(jié)省計(jì)算量和時(shí)間，取1/2 的流場(chǎng)劃分網(wǎng)格，網(wǎng)格數(shù)目約為144萬(wàn)。仿真?zhèn)然怯绊憰r(shí)對(duì)全流場(chǎng)劃分網(wǎng)格，網(wǎng)格數(shù)目約為286萬(wàn)，圖4給出了網(wǎng)格示意圖。計(jì)算中采用的邊界條件有壓力遠(yuǎn)場(chǎng)、壓力出口、無(wú)滑移固壁和對(duì)稱邊界條件(1/2計(jì)算域時(shí))等。

1.3 數(shù)值仿真模型校驗(yàn)

為了驗(yàn)證本文所用數(shù)值計(jì)算模型正確性，根據(jù)文獻(xiàn)[11]中德國(guó)亞琛工業(yè)大學(xué)的Herrmann等給出的進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)及超音速進(jìn)氣道內(nèi)部壓縮的試驗(yàn)研究結(jié)果，開(kāi)展了相同工況下的數(shù)值仿真。

圖5給出了本文數(shù)值模擬的馬赫數(shù)分布圖和試驗(yàn)紋影圖對(duì)比，圖6給出了本文數(shù)值模擬的壁面壓力分布與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比。由圖5及圖6可看出，激波系結(jié)構(gòu)非常吻合，壓縮面和唇罩面壓力分布也較吻合，F(xiàn)LUENT仿真結(jié)果很好地反映了激波在隔離段內(nèi)的反射情況，準(zhǔn)確預(yù)示了流動(dòng)分離的位置。對(duì)比結(jié)果說(shuō)明，本文選用的數(shù)值模擬算法和物理模型能較準(zhǔn)確地模擬進(jìn)氣道的內(nèi)外流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，計(jì)算結(jié)果可信度較高。

2 結(jié)果與分析

本文主要研究反壓變化引起的進(jìn)氣道不起動(dòng)-再起動(dòng)過(guò)程，以及來(lái)流馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑角對(duì)進(jìn)氣道不起動(dòng)再起動(dòng)特性的影響。數(shù)值仿真工況范圍為飛行高度H=10 km，來(lái)流馬赫數(shù)分別為Ma=2.5～3.5、攻角α=-2°～8°、側(cè)滑角β=0°～6°。風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)M了轉(zhuǎn)級(jí)工況Ma=2.5、α=2°、β=0°條件下進(jìn)氣道不起動(dòng)-再起動(dòng)過(guò)程。下面對(duì)仿真和試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行詳細(xì)分析。

2.1 轉(zhuǎn)級(jí)工況下進(jìn)氣道不起動(dòng)-再起動(dòng)性能

圖7給出了Ma=2.5、α=2°、β=0°時(shí)不同反壓下進(jìn)氣道對(duì)稱面馬赫數(shù)等值分布圖?？煽闯?，當(dāng)出口反壓等于來(lái)流靜壓時(shí)，進(jìn)氣道內(nèi)流動(dòng)全部為超聲速，隨著出口反壓增大，擴(kuò)張段內(nèi)出現(xiàn)流動(dòng)分離區(qū)，但主流依然是超聲速流，進(jìn)氣道處于超臨界狀態(tài)；當(dāng)出口反壓等于11倍來(lái)流靜壓時(shí)，進(jìn)氣道喉道處出現(xiàn)結(jié)尾激波系，擴(kuò)張段全部為亞聲速流，且在擴(kuò)張段內(nèi)繼續(xù)減速增壓，進(jìn)氣道處于臨界狀態(tài)；當(dāng)出口反壓等于12.3倍來(lái)流靜壓時(shí)，結(jié)尾激波系穩(wěn)定在進(jìn)氣道收斂通道后段，進(jìn)氣道處于穩(wěn)定的亞臨界狀態(tài)。反壓繼續(xù)增加，結(jié)尾激波無(wú)法穩(wěn)定在收縮通道內(nèi)，將向上游移動(dòng)到進(jìn)氣道唇口，如圖7(e)所示。此時(shí)，無(wú)論維持或增大反壓，結(jié)尾激波都將向上游移動(dòng)，進(jìn)氣道進(jìn)入不起動(dòng)狀態(tài)。文獻(xiàn)[12]把結(jié)尾激波在進(jìn)氣道進(jìn)口時(shí)的反壓定義為“極限反壓”。

進(jìn)氣道不起動(dòng)后，考慮到發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室壓力波動(dòng)幅度可能較大，壓力峰值會(huì)超過(guò)極限反壓。因此，先計(jì)算了1.3倍極限反壓下的流場(chǎng)，而后逐步降低反壓，直至進(jìn)氣道再起動(dòng)。

圖8給出了進(jìn)氣道性能參數(shù)隨反壓變化，其中圖8(a)為總壓恢復(fù)系數(shù)，圖8(b)為流量系數(shù)。從圖8中可看出，進(jìn)氣道性能參數(shù)隨反壓變化曲線呈現(xiàn)明顯的“遲滯環(huán)”變化，其中實(shí)線為進(jìn)氣道反壓升高過(guò)程，反壓升到極限反壓pb=12.4p0之前，進(jìn)氣道都處于起動(dòng)狀態(tài)。虛線則為進(jìn)氣道反壓降低過(guò)程，直至反壓降到pb=6.6p0，進(jìn)氣道才能實(shí)現(xiàn)再起動(dòng)。相同來(lái)流條件、相同反壓下，在不同過(guò)程中的起動(dòng)特性是不同的，這就是進(jìn)氣道起動(dòng)的“遲滯環(huán)”現(xiàn)象。

圖9為風(fēng)洞試驗(yàn)中進(jìn)氣道在不同反壓下的紋影照片。圖9(a)為進(jìn)氣道的穩(wěn)定亞臨界狀態(tài)，反壓比達(dá)到最大pb=12.8p0，略高于數(shù)值計(jì)算的極限反壓，表明進(jìn)氣道實(shí)際抗反壓能力更強(qiáng)。節(jié)流錐繼續(xù)前進(jìn)，進(jìn)氣道進(jìn)入不起動(dòng)狀態(tài)，如圖9(b)所示，由于捕獲的流量減少，反壓比開(kāi)始下降，降至pb=9.8p0，仍無(wú)法實(shí)現(xiàn)再起動(dòng)。節(jié)流錐后退，反壓比繼續(xù)下降，唇口外的脫體激波被吞入，進(jìn)氣道再起動(dòng)，隨捕獲流量增加，反壓比迅速上升至pb=11.9p0，如圖9(c)所示。

綜上所述，數(shù)值計(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果吻合較好，表明由于反壓變化引起的進(jìn)氣道不起動(dòng)-再起動(dòng)過(guò)程存在“遲滯環(huán)”現(xiàn)象。

表1 不同馬赫數(shù)下極限反壓

2.2 來(lái)流馬赫數(shù)對(duì)進(jìn)氣道不起動(dòng)-再起動(dòng)性能影響

表1 為α=2°、β=0°時(shí)不同馬赫數(shù)下喉道總壓恢復(fù)系數(shù)、流量系數(shù)、極限反壓和再起動(dòng)反壓?？煽闯觯谝欢ǚ秶鷥?nèi)，隨來(lái)流馬赫數(shù)增加，喉道總壓恢復(fù)系數(shù)降低，流量系數(shù)先增加后不變，極限反壓和再起動(dòng)反壓均升高，再起動(dòng)反壓接近極限反壓的一半。

分析可知，來(lái)流馬赫數(shù)越大，來(lái)流總壓越高，但喉道總壓恢復(fù)系數(shù)降低，兩方面綜合影響結(jié)果是喉道氣流總壓升高，氣流抗反壓能力增強(qiáng)。

2.3 攻角對(duì)進(jìn)氣道不起動(dòng)-再起動(dòng)性能影響

圖10為Ma=3.0、β=0°時(shí)不同攻角下流量系數(shù)隨反壓變化曲線,圖11為不同攻角下總壓恢復(fù)系數(shù)隨反壓變化曲線。由圖10、圖11可看出，在本文研究范圍內(nèi)，進(jìn)氣道在正攻角下性能優(yōu)于負(fù)攻角，且攻角越大，進(jìn)氣道性能越好，說(shuō)明雙下側(cè)二元混壓式進(jìn)氣道具有良好的正攻角性能。

表2為Ma=3.0、β=0°時(shí)不同攻角下極限反壓和再起動(dòng)反壓?？煽闯?，在本文研究范圍內(nèi)，攻角越大，喉道總壓恢復(fù)系數(shù)和流量系數(shù)越大，極限反壓越高。而再起動(dòng)反壓則是先增大、后基本不變。

攻角α/(°)喉道總壓恢復(fù)系數(shù)σ流量系數(shù)φ臨界反壓極限反壓再起動(dòng)反壓-20．6510．83014．4p014．5p010．2p000．7370．89517．9p018．3p010．4p020．7401．02219．0p019．8p010．9p040．7901．07220．5p021．3p011．0p080．8201．08021．0p022．0p011．1p0

分析認(rèn)為，對(duì)于構(gòu)型一定的進(jìn)氣道，決定進(jìn)氣道再起動(dòng)反壓的主要因素是進(jìn)氣道進(jìn)口前氣流總壓。當(dāng)攻角α=-2°時(shí)，彈體對(duì)自由流預(yù)壓縮作用較強(qiáng)，進(jìn)氣道進(jìn)口前氣流總壓較低。因此，再起動(dòng)反壓較低。隨著攻角增加，彈體的預(yù)壓縮作用減弱，進(jìn)氣道進(jìn)口前氣流總壓升高，進(jìn)氣道再起動(dòng)反壓也逐漸升高，當(dāng)α≥2°時(shí)，彈體的預(yù)壓縮作用已經(jīng)相當(dāng)弱。因此，進(jìn)氣道的再起動(dòng)反壓也將基本維持在11.0p0左右。

2.4 側(cè)滑角對(duì)進(jìn)氣道不起動(dòng)-再起動(dòng)性能影響

側(cè)滑角影響的仿真工況為Ma=3.0、α=2°、β=2°、4°、6°。側(cè)滑角為正時(shí)，來(lái)流從彈體右側(cè)(沿飛行方向觀察)流向進(jìn)氣道，右側(cè)進(jìn)氣道為迎風(fēng)側(cè)，左側(cè)進(jìn)氣道為背風(fēng)側(cè)。

圖12和圖13分別給出了反壓pb=16p0時(shí)背風(fēng)側(cè)和迎風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道在不同側(cè)滑角下進(jìn)氣道對(duì)稱面馬赫數(shù)分布圖，從上到下依次為β=2°、β=4°、β=6°。由圖可看出，迎風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道分離包位置更靠近流場(chǎng)上游，說(shuō)明迎風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道抗反壓能力低于背風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道。

圖14給出了β=4°時(shí)進(jìn)氣道性能參數(shù)隨反壓變化曲線?？擅黠@看出，背風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)、流量系數(shù)、出口馬赫數(shù)均比迎風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道高，背風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道性能優(yōu)于迎風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道性能。

在β=2°工況下，當(dāng)反壓pb=18.7p0時(shí)，如圖15所示，迎風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道不起動(dòng)，而背風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道仍處在超臨界狀態(tài)，進(jìn)氣道系統(tǒng)處于單側(cè)不起動(dòng)狀態(tài)。此時(shí)雖然背風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道處于起動(dòng)狀態(tài)，但由于雙下側(cè)進(jìn)氣道的布局特點(diǎn)，背風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道外壓激波系受到迎風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道弓形激波的干擾。仿真后發(fā)現(xiàn)，迎風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道的弓形激波將破壞背風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道外壓激波系，使得背風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道也進(jìn)入不起動(dòng)狀態(tài)，如圖16所示。

綜上分析可知，在側(cè)滑情況下，雖然兩側(cè)進(jìn)氣道流場(chǎng)特性和抗反壓能力不同，但只要一側(cè)進(jìn)氣道進(jìn)入不起動(dòng)狀態(tài)，而反壓又沒(méi)用迅速降低，就會(huì)干擾另一側(cè)進(jìn)氣道，使得兩側(cè)進(jìn)氣道都不起動(dòng)。因此，本文將迎風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道的極限反壓定義為雙下側(cè)進(jìn)氣道的極限反壓。

表3為Ma=3.0、α=2°時(shí)不同側(cè)滑角下喉道總壓恢復(fù)系數(shù)、流量系數(shù)和極限反壓。其中，喉道總壓恢復(fù)系數(shù)、流量系數(shù)均為迎風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道的性能參數(shù)?？煽闯觯讦?0°～6°范圍內(nèi)，隨側(cè)滑角增大，喉道總壓恢復(fù)系數(shù)、流量系數(shù)均降低。因此，迎風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道極限反壓降低，雙下側(cè)進(jìn)氣道的極限反壓降低。

表3 不同側(cè)滑角下迎風(fēng)側(cè)極限反壓

圖17給出了Ma=3.0、α=2°、β=4°進(jìn)氣道性能參數(shù)隨反壓變化。

可看出，在側(cè)滑情況下，反壓變化引起的兩側(cè)進(jìn)氣道的不起動(dòng)/再起動(dòng)過(guò)程均存在“遲滯環(huán)”現(xiàn)象，但兩側(cè)進(jìn)氣道性能參數(shù)并不一致，再起動(dòng)過(guò)程也不同步。在反壓升高過(guò)程中，兩側(cè)進(jìn)氣道均處于起動(dòng)狀態(tài)，迎風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道性能參數(shù)始終比背風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道低，升到極限反壓pb=17.0p0時(shí)，兩側(cè)進(jìn)氣道都進(jìn)入不起動(dòng)狀態(tài)。在反壓降低過(guò)程中，兩側(cè)進(jìn)氣道性能基本一致，降到pb=10.8p0背風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道起動(dòng)，但迎風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道不起動(dòng)，直至反壓降到pb=8.7p0時(shí)，迎風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道才啟動(dòng)。

表4 給出了Ma=3.0、α=2°時(shí)不同側(cè)滑角下進(jìn)氣道極限反壓和再起動(dòng)反壓。彈體側(cè)滑角大于4°時(shí)，彈體對(duì)進(jìn)氣道流場(chǎng)影響變大，迎風(fēng)側(cè)流場(chǎng)比背風(fēng)側(cè)惡劣，因此，迎風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道再起動(dòng)明顯滯后于背風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道。在0°～6°范圍內(nèi)，隨側(cè)滑角增大，背風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道再起動(dòng)反壓基本不變，迎風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道再起動(dòng)反壓顯著降低。

表4 不同側(cè)滑角下極限反壓和再起動(dòng)反壓

從表4 也可看出，進(jìn)氣道進(jìn)口前氣流總壓是決定進(jìn)氣道再起動(dòng)反壓的主要因素。當(dāng)彈體攻角α=2°，側(cè)滑角變化時(shí)，背風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道受彈體干擾較小，再起動(dòng)反壓基本不隨側(cè)滑角變化，維持在11.0p0左右。對(duì)于迎風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道，當(dāng)側(cè)滑角β≤2°時(shí)，彈體干擾較小，再起動(dòng)反壓也接近11.0p0，當(dāng)側(cè)滑角β≥4°時(shí)，隨側(cè)滑角增大，彈體干擾增強(qiáng)，再起動(dòng)反壓逐漸降低。

3 結(jié)論

(1)由于反壓變化引起的進(jìn)氣道不起動(dòng)-再起動(dòng)過(guò)程存在“遲滯環(huán)”現(xiàn)象。

(2)進(jìn)氣道極限反壓與來(lái)流總壓、進(jìn)氣道喉道總壓恢復(fù)系數(shù)和流量系數(shù)相關(guān)。在本文研究范圍內(nèi)，隨來(lái)流馬赫數(shù)增加，自由流總壓和流量系數(shù)均提高，喉道總壓恢復(fù)系數(shù)降低，進(jìn)氣道抗反壓能力增強(qiáng)。隨攻角增大，進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)和流量系數(shù)均提高，進(jìn)氣道抗反壓能力增強(qiáng)。

(3)進(jìn)氣道入口前氣流總壓是決定進(jìn)氣道再起動(dòng)反壓的主要因素。來(lái)流馬赫數(shù)越大，氣流總壓越高，再起動(dòng)反壓越高，與極限反壓相比，降低35%～49%。攻角越大，彈體干擾越弱，入口前氣流總壓越高，再起動(dòng)反壓越高，α≥2°后彈體干擾極弱，再起動(dòng)反壓基本維持不變，與極限反壓相比，降低30%～50%。

(4)在側(cè)滑情況下，背風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道抗反壓能力強(qiáng)于迎風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道。當(dāng)迎風(fēng)側(cè)不起動(dòng)后，迎風(fēng)側(cè)脫體激波干擾背風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道的外壓縮激波系，使背風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道也進(jìn)入不起動(dòng)狀態(tài)。

(5)在側(cè)滑情況下，兩側(cè)進(jìn)氣道再起動(dòng)不同步。背風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道受彈體干擾小，再起動(dòng)反壓基本不隨側(cè)滑角變化，與極限反壓相比，降低41.7%～49.87%；對(duì)于迎風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道，隨側(cè)滑角增大，彈體干擾增強(qiáng)，再起動(dòng)反壓低于背風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道，與極限反壓相比，降低34.5%～44.4%。

[1] Takasaki S,Churchill B J,Fujimoto A,et al.Inlet unstart influence on aerodynamic characteristics of next-generation supersonic transport(SST)[J].SAE Transactions,1998,107:5546.

[2] Zha Ge-cheng ,Doyle Knight,Donald Smith.Numerical investigation of HSCT inlet unstart transient at angle of attack [R].AIAA 98-3583.

[3] Emami,Trexler A,Auslender H,et al.Experimental investigation of inlet combustor isolators for a dual mode scramjet at a Mach number of 4[R].NASA-TP-3502,1995.

[4] Mahoney J J.Inlets for supersonic missiles[M].Washingten: AIAA Education Series,1990.

[5] 梁德旺,袁化成,張曉嘉.影響高超聲速進(jìn)氣道起動(dòng)能力的因素分析[J].宇航學(xué)報(bào),2006,27(4)：714-719.

[6] 袁化成,梁德旺.高超聲速進(jìn)氣道再起動(dòng)特性分析[J].推進(jìn)技術(shù),2006,27(5)：390-393.

[7] 郭斌.攻角動(dòng)態(tài)變化對(duì)高超進(jìn)氣道性能影響研究[D].南京：南京航空航天大學(xué),2009.

[8] 郭斌,張堃元.側(cè)壓式進(jìn)氣道攻角動(dòng)態(tài)變化對(duì)其起動(dòng)特性影響的風(fēng)洞試驗(yàn)研究[C]//第一屆高超聲速科技學(xué)術(shù)會(huì)議.云南麗江,2008.

[9] 郭斌,張堃元.攻角動(dòng)態(tài)變化的側(cè)壓式進(jìn)氣道風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào),2009,24(7)：1601-1605.

[10] 劉凱禮,張堃元.迎角動(dòng)態(tài)變化對(duì)二元高超聲速進(jìn)氣道氣動(dòng)特性的影響[J].航空學(xué)報(bào),2010,31(4)：709-714.

[11] Herrmann C D,Koschel W W.Experimental investigation of the internal compression of a hypersonic intake[R].AIAA 2002-410.

[12] Van Wie D M,Kwok F T,Walsh R F.Starting characteristics of supersonic inlets[R].AIAA 96-2914.