进气道的功能是捕捉并压缩来流，为燃烧室提供合适的气流，保证发动机稳 定工作。为了适应对高超声速飞行器机动性的新需求，本文针对二元进气道在正 攻角的不起动问题展开了数值研究。 为了便于设计用于研究的进气道基准构型，本文发展了考虑进气道长度和唇 罩内角限制的二元进气道无粘波系拉格朗日优化方法，以最大总压恢复为优化目 标获得进气道的波系配置。优化过程中发现，斜激波强度接近有利于获得最大的 总压恢复。 基于上述波系配置设计进气道的基准构型，在该构型的基础上，首先数值考 察了不同肩部膨胀波分布对进气道在正攻角下的不起动过程的影响，发现肩部膨 胀波通过抑制分离区的增长可拓宽进气道不起动边界，而膨胀波过于集中或分散 都不利于保持正攻角下进气道起动状态，而当临界不起动攻角时的分离点位置接 近膨胀圆弧的起点时，对不起动边界的提升作用最明显。 其次，改变唇罩构型，研究了内压缩偏转角分配、压缩激波数量和唇口激波 与上壁面交汇点位置的影响，发现交汇点位置对不起动没有明显影响，而增加内 压缩激波数量能降低内压缩激波强度，从而有效地避免、甚至抑制上壁面的分离， 进而提升不起动临界攻角，而均匀分配偏转角能使多道内压缩激波的强度最大限 度地降低，从而使不起动边界更大幅度的拓宽。 最后，从宽高比和侧切两个角度，初步研究了三维效应对二元进气道不起动 的影响。在宽高非常小时，侧壁边界层挤占内流通道，提高增压能力的同时使进 气道更容易不起动，此时增加宽高比可以提升不起动临界攻角；随着宽高比的增 加，侧壁边界层在对不起动的负面影响逐渐降低，再进一步宽高比增加会削弱角 区高速流的作用，使得进气道更容易不起动，因此，随着宽高比的增加，不起动 边界先提高后下降。而减小侧板遮挡率使得进气道的侧面溢流加强，侧壁面激波 边界层干扰减弱，进而减小分离区，提升不起动边界。