超声速进气道作为民用超声速飞行器的一个主要迎风部件,由其产生的激波是飞行器音爆噪声的主要来源,因此开展低音爆进气道研究对于改善民用超声速飞行器的音爆特性具有重要意义。本文设计了一种二元低音爆超声速进气道,其具有零度外唇罩角和发散等熵压缩前体两个典型特征,并对该种进气道的流动特性和流动控制措施开展了仿真研究。研究结果表明,低音爆进气道的前体发散压缩波会在唇罩内表面上形成非规则反射,由此产生弯曲激波和相应的口部亚声速区。这种流场结构分别导致进气道在M0=1.8、2.0时的临界总压恢复系数降低了2.3%、5.5%,而在M0=2.5工况下的总压恢复系数变化变得敏感。在对低音爆进气道开展的参数化研究中发现,当其前体等熵压缩角θ2及二级唇罩角δ2越大、压缩波发散程度hc/h0和肩部倒圆半径R越小时,非规则反射形成的弯曲激波越强,这将导致进气道的流量系数最高降低1.8%;而其临界总压恢复系数则会因θ2的增大而最高增加1.06%、因hc/h0的增大最高降低2.22%。另一方面,低音爆进气道的音爆强度与外压式进气道相比降低了98.6%,但当其设计参数改变、来流马赫数降低或进入亚临界状态时,其音爆强度将大幅增加。另外,对低音爆进气道开展流动控制研究发现,大后掠涡流发生器可有效抑制由唇罩激波/边界层干扰形成的分离流动以及通道内的横向流动,同时还可通过旋涡增强低能流与主流区之间的掺混,使出口截面的低能流区高度降低。此外,大后掠涡流发生器安装位置的后移及其高度的增加在一定范围内可提升其流动控制效果。