1、本文對超音速S形進氣道內(nèi)外流場進行了數(shù)值計算研究，分析了不同飛行條件下進氣道的流場及出口流場品質(zhì)，并探索利用增加擾流柱的方法減小進氣道出口流場畸變，計算結(jié)果與實驗數(shù)據(jù)符合良好。以某型飛機S形進氣道和前機身外形結(jié)構(gòu)為基礎(chǔ)，采用有限容積法，求解全三維N-S方程，對超音速S形進氣道的湍流流場進行了數(shù)值模擬，計算了以下三種工況進氣道的湍流流場：1.高度11000米，馬赫數(shù)為1.4，平飛。2.高度11000米，馬赫數(shù)為1.4，10度攻角。3.高度

2、11000米，馬赫數(shù)為1.4，10側(cè)滑角。 文中以工況1的計算結(jié)果與實驗數(shù)據(jù)進行了對比，兩者符合良好。分析了三種工況前機身對進氣道入口流場的影響，進氣道入口激波分布，進氣道內(nèi)部氣流流動特性和進氣道出口氣流流場情況。為了減小進氣道出口截面氣流的畸變指數(shù)，在進氣道后直段增加了兩個擾流柱，對上述三種工況的進氣道湍流流場進行了數(shù)值模擬。結(jié)果表明：增加圓柱形擾動流柱后，進氣道出口氣流畸變指數(shù)減小，但出口氣流總壓恢復(fù)系數(shù)略有降低；增加兩個