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摘要
针对高超声速进气道内强唇罩激波/边界层干扰带来的大尺度分离、流动损失大等问题，提出了基于后掠唇罩的入射激波/边界层干扰流动控制方法。在来流马赫数3、唇罩压缩角18°条件下，仿真对比了后掠/平直2类唇罩2种构型干扰区内的流动特性。结果表明：后掠唇罩入射激波/边界层干扰产生的分离包尺度沿展向呈现逐渐增加的趋势，利用三维后掠入射激波产生的自对称面往两侧的顺压梯度，驱动低能流往两侧迁移，可使得分离区流向尺度相对于平直唇罩构型最大可减小50.6%；在后掠唇罩干扰区内，压力分布呈现以分离线曲率中心为虚拟中心的椭圆相似特征。
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