超燃冲压发动机以其良好的性能、巨大的潜在优势为世界航空、航天所瞩目,因此对高超声速进气道的研究具有重要的理论意义和工程应用价值。文中论述了超燃冲压发动机进气道的发展和国内外技术研究现状,对巡航马赫数为6的带隔离段超燃冲压发动机进气道进行了研究,分析了高超声速进气道的特点,分别研究了二维和三维混压式高超声速进气道、隔离段的设计方法。采用等激波强度法对唇口带楔角和唇口平直的二维混压式高超声速进气道进行了设计,并对设计点和非设计点流场进行了数值模拟,通过分析数值模拟结果,进一步调整了二维进气道的模型尺寸,并确定性能最优的进气道方案。 在确定性能最优的二维进气道模型基础上,采用侧板压缩取代第三楔板压缩进行三维侧压进气道设计,并进行数值模拟。从数值模拟结果分析可得:三维侧压进气道与二维进气道相比,在不同的来流工况下,对来流条件不敏感,气流参数变化较平缓,即在整个飞行任务中,三维侧压进气道具有较好的适应性。 文中对三维侧压进气道主要气动参数进行了研究,分别对底板为一级楔板和底板为二级楔板的三维侧压进气道进行了设计,并对所设计的进气道模型进行数值模拟得出流场参数,分析数值计算结果,确定可以满足超燃冲压发动机进气道要求的三维侧压进气道方案。 本文进一步研究了侧板后掠角变化和不同整流罩位置对三维侧压进气道性能的影响。侧板后掠角大小和整流罩位置变化时,对进气道的质量捕获、总压恢复系数和隔离段出口流场的均匀性等都有一定的影响。研究结果表明:侧板后掠角为45°的三维侧压进气道具有最高的总压恢复系数,隔离段出口流场参数分布比较均匀;整流罩位置为25%的三维侧压进气道可以获得较高质量捕获和总压恢复系数,且隔离段出口流场比较均匀。