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摘要
为了研究飞行攻角对高超声速双模块内转式进气道流动的影响，通过试验和仿真方法，获得了0°，4°和6°攻角条件下进气道模块内的流动结构。结果表明：在本文研究的攻角范围内，进气道均可起动，进气道压缩面侧的压力变化体现了基准流场的流动特性。在耦合作用下进气道模块间压缩面诱导的激波形态沿流向由弓形逐渐发展为钟形，并且在外压缩激波的扫掠影响下进气道的三个角区出现了强度不同的旋涡结构。进气道压缩面侧的角区旋涡随着攻角的增加而逐渐增强，而进气道出口截面上低能流区域随着攻角的增加而逐渐减小。低能流区域内的二次旋涡呈现不同的变化趋势，位于上半截面的旋涡随着攻角的增加其逐渐向上移动，而位于下半截面的旋涡位置基本保持不变。
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