某研究介绍了在缩尺比为1：10的超声速飞机轴对称进气道几何喉道附近的中心锥表面上，设置了槽宽为4倍当地附面层厚度的吸除槽缝（图1）。在自由流马赫数2.1，攻角0°，以及在相同的结尾激波位置，或相同的尾锥位置，不同的附面层吸除量对进气道性能影响的初步研究结果。试验证明，在流量系数φ=0.90~0.94范围内，附面层吸除量只要用进气道捕获流量的1%，进气道总压恢复系数可比无附面层吸除时提高4%~5.8%；周向稳态畸变降低10%~54%。

一个设计马赫数为3.0的二元超声速进气道在自由流马赫数Ma_∞=1.973、2.037、2.293、2.557；攻角α=0°、10°；雷诺数为1.4×10⁶~2.38×10⁶时，实验研究了不同锥面附面层吸除槽宽度和不同槽出口面积对进气道性能的影响。实验结果表明，在自由流马赫数Ma_∞=2.293、2.557；攻角α=0°时，有附面层吸除同无吸除相比，进气道临界总压恢复系数分别提高0.04~0.07，并使亚声扩压段进口流场畸变大为改善，气流分离大大减少，亚声扩压段总压恢复系数由无吸除时的0.9以下提高到有吸除时的0.94以上，在几何喉道上游设置带有一定宽度的附面层吸除槽缝，给予合适的吸除流量，实验发现，由超临界向亚临界节流，具有连续的气动特征，换言之，结尾激波系随着反压逐渐增加而稳定地、连续地经过吸除槽区到达进口唇尖上游，相应的总压恢复系数变化是连续的。

另一个等熵锥进气道在喉道区设置了附面层吸除风斗，风斗进口高度为喉道几何高度的23%(见图2)。在Ma_∞=3.0，α=0°时，进行了等熵锥进气道有吸除和无吸除的对比实验。结果表明：有吸除的进气道临界总压恢复系数有明显提高，无吸除时，临界总压恢复系数仅为0.4；而有吸除时，则为0.77。由此看出，高马赫数(Ma_∞≥3.0)飞行的等熵锥进气道的附面层效应十分突出，如不采用附面层吸除技术，进气道性能势必严重下降。但是，这个等熵锥进气道采用的吸除风斗进口高度较大，吸除流量也大，如果把部分吸除流量用于冷却发动机燃烧室壁面或作其他用途，则这样的吸除流量也是合适的。 2100433B