1、亞燃沖壓發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道的設(shè)計在高速導(dǎo)彈和TBCC推進(jìn)的高速飛行器中均是有重要影響的問題。本文著眼于兼顧亞燃沖壓發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道的高氣動性能和良好的起動特性、反壓特性等，進(jìn)行了若干關(guān)鍵參數(shù)對設(shè)計方案性能的影響分析。 首先針對典型進(jìn)氣道在不同來流馬赫數(shù)下的流場進(jìn)行了數(shù)值模擬和分析，發(fā)現(xiàn)隨著來流馬赫數(shù)的減小，進(jìn)氣道的流量系數(shù)逐漸減小，總壓恢復(fù)系數(shù)逐漸增大；當(dāng)來流馬赫數(shù)小到一定數(shù)值時，進(jìn)氣道出現(xiàn)不起動，性能急劇下降。數(shù)值模擬發(fā)現(xiàn)，進(jìn)氣道不起動

2、時進(jìn)口前形成λ形激波，進(jìn)口處存在流動分離。 對喉道處壓比相同但內(nèi)外壓縮比不同的進(jìn)氣道進(jìn)行了數(shù)值模擬和分析，發(fā)現(xiàn)隨內(nèi)外壓縮比的增大，設(shè)計狀態(tài)喉道處總壓恢復(fù)系數(shù)先增大后下降，在內(nèi)外壓縮比約為0.7時出現(xiàn)喉道處總壓恢復(fù)系數(shù)的極大值。研究還發(fā)現(xiàn)，進(jìn)氣道起動馬赫數(shù)隨內(nèi)外壓縮比增大而增大。 對外壓段相同但喉道處壓比不同的進(jìn)氣道進(jìn)行了數(shù)值模擬分析，發(fā)現(xiàn)喉道處壓比越大，進(jìn)氣道起動馬赫數(shù)越高。分析了不同喉道處壓比的進(jìn)氣道的起動特性和反壓特