为了考察侧板构型对高超侧压进气道起动性能的影响，对相同收缩比下侧板分别为前掠和后掠构型的进气道开展了 Ma = 4 来流下的风洞实验及相应的数值模拟研究。实验结果表明，侧板后掠进气道的起动性能优于侧板前掠构型，实验中侧板后掠进气道能够在 2°攻角时实现起动，而侧板前掠进气道仅能在 － 2°攻角时起动。对流场进行的数值模拟结果表明，侧板后掠进气道不但比侧板前掠进气道具有更高的内收缩段入口马赫数，而且交汇后的侧板激波与底板边界层干扰的强度较弱，使得边界层不易分离，两方面因素共同作用使得侧板后掠进气道的起动性能显著优于侧板前掠构型。
1 进气道构型：
设计了侧板分别为前掠和后掠构型的两个高超侧压进气道模型，侧板的前掠角为 55°，后掠角为 30°。除了侧板构型存在差异外，两模型的其余的结构参数均保持一致。进气道底板采用三级楔角压缩，总压缩角为 14°，进气道的总收缩比为 6.0，内收缩比( 唇口横截面与出口横截面面积之比) 为 1.45，侧向收缩比为 1.67，入口迎风面的高度 H = 99mm。
2 实验方法：
实验研究在国防科技大学 STS 重点实验室( Science and Technology on Scramjet Laboratory) 的Φ440mm 高焓自由射流试验系统中进行，实验中主要考察模型进气道在低马赫数来流下的起动情况。实验中对进气道底板壁面中心线上的沿程静压分布进行测量，除此之外，还在进气道模型出口的后方连接一段驻室和喉道，并测量驻室和喉道内相应位置的壁面静压，以考察进气道的流量捕获性能。实验中所有压力的测量均采用 9116 型压力扫描阀进行。
3 数值模拟方法：
数值模拟所采用的控制方程为理想气体可压 N-S 方程，采用有限体积法离散，使用三维定常隐式求解器求解，流动方程的无粘项采用二阶 Roe 格式离散，粘性项采用二阶中心差分格式离散，气体比热比为 1.38，气体分子粘性采用 Sutherland 公式计算，湍流模型为 k-ω SST 模型。
由于数值模拟难以准确地获取进气道的起动性能，采用风洞实验的方法来考察进气道的起动性能，实验中通过测量进气道底板壁面中心线上的沿程静压分布来判断进气道的起动情况。进气道起动与否与其内收缩段入口处的马赫数大小有关，对具有前体压缩的高超侧压进气道来说，通过改变进气道本身的攻角可以相应地改变进气道内收缩段入口马赫数的大小。由于风洞喷管出口的马赫数恒定，所以采用改变进气道攻角的方式来对比侧板前掠与后掠构型进气道的起动性能。
1 侧板后掠进气道起动性能：
对侧板后掠进气道分别进行了 Ma = 4.0 来流条件下攻角为 0°和 2°的风洞实验， 2°攻角实验中驻室和喉道的压力显著高于 0°攻角实验，由于喉道面积相等，所以流量与气流的总压成正比，而气流总压越高则驻室压力越高，说明攻角增加的情况下，进气道的捕获流量获得了大幅提升。
2 侧板前掠进气道起动性能：
对侧板前掠进气道进行了 Ma = 4.0 来流条件下攻角分别为 0°，－ 1°和 － 2°的三次风洞实验，对比侧板后掠和前掠构型进气道的实验结果可以发现，侧板后掠进气道的起动性能优于侧板前掠构型。
