1、在高超聲速飛行時(shí)，來(lái)流會(huì)對(duì)飛行器的前緣和進(jìn)氣道的唇緣產(chǎn)生嚴(yán)重的燒蝕，因此在設(shè)計(jì)中必須對(duì)其進(jìn)行鈍化，但是鈍化又會(huì)降低進(jìn)氣道的性能。為了解決這個(gè)矛盾，本文研究了前緣鈍化及不同鈍化半徑對(duì)高超聲速進(jìn)氣道流場(chǎng)及其性能的影響。 首先對(duì)不同鈍化半徑下的單級(jí)壓縮斜面流動(dòng)進(jìn)行了二維數(shù)值模擬，對(duì)比了鈍化前后流場(chǎng)波系結(jié)構(gòu)的變化，對(duì)鈍化引起的前緣處脫體弓形激波進(jìn)行了分析。結(jié)果顯示，激波強(qiáng)度增加，波后流場(chǎng)不均，下游產(chǎn)生更厚的熵層，流動(dòng)損失增加，且隨著鈍化

2、半徑的增加，上述變化逐漸加強(qiáng)。 接著對(duì)不同鈍化半徑下的高超聲速二元進(jìn)氣道進(jìn)行了二維數(shù)值模擬，分析研究了鈍化及鈍化半徑對(duì)高超聲速進(jìn)氣道流動(dòng)特征的影響，結(jié)果表明：隨著鈍化半徑增加，前緣激波的強(qiáng)度增加，下游激波的強(qiáng)度不斷減弱；內(nèi)壓縮通道上唇口發(fā)出的激波逐漸減弱；隨著鈍化半徑的增加，進(jìn)氣道進(jìn)口非均勻流的厚度增加，溢流增加，導(dǎo)致進(jìn)氣道流量系數(shù)減少，出口馬赫數(shù)減低、溫升比增大，靜壓比減小，因而導(dǎo)致總壓恢復(fù)系數(shù)顯著降低。依據(jù)模擬結(jié)果，總結(jié)了高