现代高超声速吸气式飞行器的发展,对发动机技术提出了新的挑战,在超燃技术的实用化还未取得突破性进展的时候,实现高超声速飞行还需要依赖于亚燃冲压发动机。超声速进气道是冲压发动机的重要部件之一,进气道的内部流动特性设计的好坏直接影响整个动力装置的总体性能,进气道需要控制发动机入口气流速度,为发动机提供足够的空气流量,提高燃烧室的燃烧效率等。同时考虑到其在高马赫数下长时间工作,必须对进气道的热、压环境进行考察。风洞模拟试验作为一种有效的研究手段,可测量进气道的进气道性能参数,压力、热流载荷分布情况,直接为进气道方案设计提供技术支持,也可为数值模拟提供参考 。
