双模态超燃冲压发动机在宽速域飞行时,低马赫数下易发生进气道不启动,宽马赫数下模态转换难以平稳实现是目前工程上面临的两个重要问题。作为避免进气道不启动和实现模态转换的重要部件,隔离段流动与升压的耦合机理认识不清是其主要原因之一。本文欲通过数值模拟与自由射流风洞实验结合的方法,针对宽马赫数下燃烧背压驱动的激波演化与升压的耦合机制进行量化研究,同时考虑实际应用中构型参数对该机制的影响。本文具体工作如下:第一,对进口Ma2.5隔离段在背压驱动下完整过程的激波演化及升压机制进行了量化分析,将激波演化过程分为三个阶段:进入、稳定和变形阶段。进入阶段激波区结构保持不变逐渐进入隔离段;稳定阶段激波区结构与升压均不发生改变;变形阶段激波数目减少,首道激波逐渐朝正激波转化,激波串最终退化为一道类似正激波的结构。混合区在稳定阶段开始出现,依靠较强的自适应调节,提供额外的升压。通过Ma2.5风洞实验,验证了上述演化过程划分的准确性,实验结果表明升压趋势与数值分析相同。第二,针对宽马赫数下激波演化及升压机制进行研究。结果表明宽马赫数下激波演化均可划分为上述三个阶段。发现了临界背压比和模态转换背压极值是决定进气道不启动和模态转换的关键参数。通过量化分析,将激波区升压与背压比用该马赫数下正激波升压无量纲化后,发现宽马赫数下稳定阶段激波区升压值均为77%;模态转换背压极值在1.52.0时均为81%;在Ma=1.5、2.0和2.5时,进气道不启动的临界背压比分别为84%、91%和92%。宽马赫数下的量化结果,为进气道不启动和模态转换的控制提供了理论依据。第三,分析了长高比和扩张角两个构型参数对激波演化及升压机制的影响。结果表明:随着长高比减小,变形阶段提前,进气道更易发生不启动;稳定阶段范围缩小甚至消失,超/亚声速转换点提前,模态转换背压极值减小。微扩张隔离段激波演化只有进入及变形两个阶段,且变形阶段激波区升压平稳,无压力突增点,进气道不启动对应背压裕度增大。随着扩张角的增大,变形阶段提前发生,超/亚声速转换点提前,模态转换背压极值减小。由于通道扩张,微扩隔离段抗反压能力超过等直隔离段理论极限。基于上述研究,本文取得的创新进展如下:揭示了宽马赫数下背压驱动的完整过程的激波演化与升压的耦合机制,对进气道不启动和模态转换的控制提供了理论依据。