辜天來,張　帥,鄭　耀

(浙江大學(xué) 航空航天學(xué)院,浙江 杭州 310027)

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咽式進(jìn)氣道/等直隔離段的反壓特性

辜天來,張帥,鄭耀

(浙江大學(xué) 航空航天學(xué)院,浙江 杭州 310027)

摘要:對帶等直隔離段的咽式進(jìn)氣道進(jìn)行Ma 5飛行條件下流場的數(shù)值模擬,對比起動(dòng)狀態(tài)反壓對內(nèi)部復(fù)雜的流場結(jié)構(gòu)及性能參數(shù)的影響,分析高反壓引起的進(jìn)氣道不起動(dòng)現(xiàn)象與機(jī)理.研究表明,起動(dòng)狀態(tài)下隔離段中激波串主要在俯仰方向上發(fā)展且不對稱性明顯,激波串出現(xiàn)初期進(jìn)氣道/隔離段的性能參數(shù)變化最快,超聲速主流受到附面層擠壓偏向隔離段底部和中心軸線的偏航兩側(cè).高反壓引起咽式進(jìn)氣道不起動(dòng)后,分離結(jié)構(gòu)被限制在俯仰壓縮段,流量損失主要發(fā)生在側(cè)向唇口,偏航壓縮段內(nèi)均為亞聲速、高溫高壓氣流.由于高內(nèi)收縮比和幾何構(gòu)型影響,僅采用降低反壓的方式難以實(shí)現(xiàn)再起動(dòng).

關(guān)鍵詞：高超聲速；咽式進(jìn)氣道；等直隔離段；反壓；激波串；不起動(dòng)

高超聲速進(jìn)氣道起動(dòng)/不起動(dòng)問題一直是工程上關(guān)注的重點(diǎn),因其直接關(guān)系到能否捕獲足量的氣流進(jìn)行壓縮燃燒為飛行器產(chǎn)生凈推力.發(fā)動(dòng)機(jī)工作過程中燃燒室的壓力波動(dòng)是導(dǎo)致進(jìn)氣道發(fā)生不起動(dòng)的一個(gè)關(guān)鍵因素,隔離段正是為了承受該反壓、作為進(jìn)氣道與燃燒室之間的氣動(dòng)熱力緩沖區(qū)而存在.一般而言,隔離段越長能夠承受的反壓越大,但是也帶來了更多的摩擦等總壓損失以及發(fā)動(dòng)機(jī)幾何尺寸、結(jié)構(gòu)重量的增加.此外,由于隔離段長度增加并不能無限提高其反壓承受能力,關(guān)于進(jìn)氣道/隔離段反壓特性的研究對于超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)改進(jìn)及性能評估具有重要意義.

Saied等[1]在NASA蘭利研究中心M4BDF(Mach4BlowdownFacility)中對進(jìn)氣道、隔離段和燃燒室的組合模型進(jìn)行實(shí)驗(yàn),結(jié)果表明,隔離段長高比為8.7時(shí)比較合適,進(jìn)氣道/隔離段能夠承受的最大反壓隨著進(jìn)氣道收縮比和隔離段長度的增加而升高,但是隔離段長度在超過一定值后反壓承受能力不會(huì)再有提高[2].Wagner等[3-4]在Ma5風(fēng)洞中具體研究進(jìn)氣道/隔離段不起動(dòng)現(xiàn)象,指出不起動(dòng)是與隔離段中附面層分離緊密相關(guān)的,一旦發(fā)生不起動(dòng),隨之將產(chǎn)生頻率約為124Hz的大幅度周期性振蕩,并針對簡化進(jìn)氣道/隔離段幾何模型實(shí)驗(yàn)研究一種檢測反壓引起進(jìn)氣道不起動(dòng)的方法.Koo等[5]運(yùn)用大渦模擬(largeeddysimulation,LES)方法研究進(jìn)氣道/隔離段內(nèi)流動(dòng),證實(shí)LES針對起動(dòng)狀態(tài)下的流場細(xì)節(jié)和不起動(dòng)狀態(tài)下的大尺度特征能夠準(zhǔn)確捕捉,但對附面層分離存在過度預(yù)測.袁化成等[6]通過數(shù)值模擬的大量分析,對反壓作用下隔離段出口參數(shù)進(jìn)行系列擬合,給出最大承受反壓的估算公式.張堃元等[7]研究帶高超進(jìn)氣道的隔離段流動(dòng)特性,指出隔離段研究必須考慮入口非均勻性,因此要求進(jìn)氣道提供盡可能均勻的喉道流場.Su等[8]通過數(shù)值模擬了三維進(jìn)氣道/隔離段隨反壓比升高從起動(dòng)到不起動(dòng)、定常到非定常的過程,結(jié)果表明壓力波動(dòng)極大值發(fā)生在激波串前緣激波振蕩范圍內(nèi),反壓越高不起動(dòng)激波向上游移動(dòng)速度越快.

咽式進(jìn)氣道作為一種典型的三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道,因其高流量捕獲和高壓縮效率而受到人們關(guān)注[9].研究表明[10],在相同條件下咽式進(jìn)氣道可以比二元矩形截面進(jìn)氣道多捕獲20%的來流流量,且保持較低的摩擦阻力,使推進(jìn)系統(tǒng)推力提高24.87%.在當(dāng)前高超飛行器推力裕度不足的背景下,可以預(yù)見對咽式進(jìn)氣道的進(jìn)一步分析將具有較高的研究價(jià)值.目前,針對該類型進(jìn)氣道的研究還相對較少[11-12],尤其是在反壓作用下,咽式進(jìn)氣道起動(dòng)/不起動(dòng)流場將發(fā)生何種變化、高反壓引起咽式進(jìn)氣道不起動(dòng)之后降低反壓能否再起動(dòng)均尚無明確結(jié)論.基于這些問題,本文針對帶等直隔離段的咽式進(jìn)氣道模型,研究了該模型在不同反壓條件下的流場特征,分析起動(dòng)狀態(tài)下隔離段中激波串位置、附面層分離情況以及超聲速主流的變化,對比反壓對壁面壓力分布、出口平均Ma數(shù)、總壓恢復(fù)系數(shù)等性能的影響,并在不起動(dòng)狀態(tài)下討論咽式進(jìn)氣道難于再起動(dòng)的原因.

1計(jì)算模型

采用文獻(xiàn)[13]中經(jīng)過附面層修正之后的咽式進(jìn)氣道模型.該模型的設(shè)計(jì)條件為Ma5自由來流、30km高度及δ1=δ2=8°的壓縮角配置,內(nèi)收縮比為5.17,起動(dòng)Ma數(shù)為4.2,參數(shù)化分析表明各項(xiàng)設(shè)計(jì)性能相對較優(yōu).咽式進(jìn)氣道下游為等直隔離段,參考文獻(xiàn)[14]確定隔離段長度L0取為出口截面等效水力直徑的9倍,如圖1(a)所示.

2數(shù)值方法

鑒于幾何對稱性,取模型的1/2作為計(jì)算域,使用Pointwise劃分非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格單元,壁面及局部網(wǎng)格如圖1(b)所示.使用Fluent商業(yè)軟件進(jìn)行數(shù)值計(jì)算,采用隱式定常時(shí)間積分和基于密度的求解器,選擇RNGk-ε 湍流模型、二階迎風(fēng)離散格式以及AUSM通量格式,邊界條件分別取壓力遠(yuǎn)場、壓力出口、無滑移絕熱壁面和對稱邊界,如圖1(c)所示.

圖1　帶等直隔離段的咽式進(jìn)氣道計(jì)算模型Fig.1　Jaws inlet/constant-area isolator model

為了檢驗(yàn)數(shù)值方案的準(zhǔn)確性,在計(jì)算前期先進(jìn)行網(wǎng)格敏感度分析.圖2給出針對1/4模型無黏計(jì)算時(shí)多種網(wǎng)格尺寸下咽式進(jìn)氣道俯仰/偏航段相接截面y方向上的靜壓分布.圖中，p為靜壓,p0為來流的靜壓.可以看出,當(dāng)網(wǎng)格數(shù)量超過350萬后,兩條壓力曲線幾乎重合,表明此時(shí)的網(wǎng)格尺寸合適.分別選擇SSTk-ω 和RNGk-ε 兩種雙方程湍流模型進(jìn)行黏性計(jì)算,得到的上壁面中心線上靜壓分布基本一致,如圖3所示.為了減少網(wǎng)格量并提高網(wǎng)格質(zhì)量,后續(xù)計(jì)算統(tǒng)一使用RNGk-ε 湍流模型以及標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù),同時(shí)嚴(yán)格限制附面層第一層網(wǎng)格厚度保證壁面y+<5.

數(shù)值模擬采用準(zhǔn)定常方法,以來流Ma數(shù)5、出口反壓比pb/p0=1的進(jìn)氣道/隔離段起動(dòng)流場作為計(jì)算初場,依次提高反壓進(jìn)行續(xù)算得到后續(xù)工況下起動(dòng)流場,超出反壓承受范圍發(fā)生進(jìn)氣道不起動(dòng),則降低反壓直至流動(dòng)順流以得到不起動(dòng)流場.計(jì)算前,初步劃定隔離段出口反壓范圍,高于環(huán)境壓力、低于正激波后壓比的界定,根據(jù)正激波理論[15]可知,波后壓比關(guān)系式為

圖2　俯仰/偏航段相接截面y方向上的靜壓分布Fig.2　Static pressure distributions along y-central axis with different grid numbers

圖3　分別采用SST k-ω 和 RNG k-ε 兩種湍流模型得到的上壁面中心線上靜壓分布Fig.3　Static pressure distributions along center lines of upper wall using SST k-ω and RNG k-ε turbulence models

式中:γ為比熱比,Ma0為波前Ma數(shù).所采用咽式進(jìn)氣道Ma5設(shè)計(jì)工況下的出口壓比為17.6,出口Ma數(shù)為2.53,此時(shí)對應(yīng)的正激波后壓比為7.3,因此隔離段出口反壓以壓比128.5為上限.

3結(jié)果與分析

3.1咽式進(jìn)氣道起動(dòng)

給定的反壓在達(dá)到隔離段所能承受的最大反壓之前,反壓影響被限制在隔離段中,下游變化不能傳遞到上游進(jìn)氣道流場,進(jìn)氣道可以維持起動(dòng).圖4給出不同反壓條件下進(jìn)氣道/隔離段流場的縱向截面壓力等值云圖.激波串作為隔離段中典型的復(fù)雜波系結(jié)構(gòu),只有在反壓增加到一定程度時(shí)才開始出現(xiàn),并隨著反壓繼續(xù)增加,首對激波位置將更加靠近隔離段進(jìn)口.在激波串區(qū)之后為混合區(qū),該區(qū)域氣流全部為亞聲速或絕大部分亞聲速.關(guān)于激波串的形成及流動(dòng)特征在文獻(xiàn)[16～18]中有詳細(xì)描述.

圖4　不同反壓比時(shí)縱向截面上的Ma數(shù)云圖Fig.4　Mach number contours of vertical sections with various back pressure ratios

圖5　反壓比為34時(shí)流場截面云圖及壓力、Ma數(shù)分布Fig.5　Mach number contours, static pressure distributions along center lines of upper/lower wall, and Mach distributions along central axis line when pb/p0 = 34

3.1.1最大工作反壓和極限反壓梁德旺等[19]提出最大工作反壓概念,并指出最大工作反壓比由零反壓時(shí)隔離段出口平均Ma數(shù)唯一確定.最大工作反壓是隔離段中開始產(chǎn)生激波串結(jié)構(gòu)的臨界值,超過該臨界值激波串將向上游移動(dòng),波后壓力急劇上升、Ma數(shù)迅速減小.從圖5(a)可以看出,當(dāng)pb/p0=34時(shí),隔離段出口壁面附近存在局部低速流動(dòng)區(qū),對應(yīng)圖5(b)中上壁面中心線靜壓分布末端有較小幅度的上升.這是由于反壓作用下附面層內(nèi)壓力向上流傳遞引起的逆壓梯度足以使流動(dòng)發(fā)生分離,表明此時(shí)出口反壓達(dá)到最大工作反壓.圖5(c)給出進(jìn)氣道/隔離段中心軸線上Ma數(shù)分布,注意到隔離段中無論壓力還是Ma數(shù),均存在一定程度周期性波動(dòng),這是由隔離段中存在的多對較弱反射激波與附面層相互干擾產(chǎn)生復(fù)雜波系所引起的.

給定的隔離段出口反壓繼續(xù)增加,流動(dòng)分離起始位置更加靠近進(jìn)氣道出口/隔離段入口,對應(yīng)的激波串位置也將發(fā)生改變.Saied等[1]將激波串站在進(jìn)氣道出口/隔離段入口時(shí)的反壓定義為極限反壓,即隔離段所能承受的最大反壓,超過該反壓進(jìn)氣道將不起動(dòng).針對研究的進(jìn)氣道/隔離段模型,極限反壓比為78,如圖6(a)所示.此時(shí)激波串存在嚴(yán)重的不對稱性,該不對稱性在較低反壓時(shí)由于非定常效應(yīng)而產(chǎn)生,結(jié)合圖4顯示隨著反壓的增加,上、下壁面附近分離流動(dòng)的起始位置相差越來越遠(yuǎn),表明不對稱現(xiàn)象不可逆且有擴(kuò)大化的趨勢.

圖6　反壓比為78時(shí)流場截面云圖及靜壓分布Fig.6　Mach number contours and static pressure distributions along center lines of upper/lower wall when pb/p0 = 78

對比上/下壁面中心線沿程靜壓分布發(fā)現(xiàn),如圖6(b)所示,上壁面中心線上的靜壓在過分離點(diǎn)位置后持續(xù)上升,而下壁面中心線上的靜壓在過分離點(diǎn)位置后雖然總體上升,但是存在波峰與波谷.結(jié)合圖6(a)中低速流動(dòng)區(qū)的分布分析可知,這是由于激波串的不對稱性,隔離段的上壁面相較于下壁面更早地發(fā)生流動(dòng)分離,低速高壓區(qū)在上壁面附近發(fā)展得更大且更厚,上壁面靜壓受激波串中的激波/膨脹波系影響相對較小,壓力持續(xù)上升,下壁面因?yàn)楦黠@的流動(dòng)分離與再附出現(xiàn)壓力波動(dòng).

3.1.2附面層與流動(dòng)分離圖7對比了反壓比為78時(shí)進(jìn)氣道/隔離段流場內(nèi)部多個(gè)截面的Ma數(shù)等值云圖.截面1、2、3分別表示進(jìn)氣道的俯仰與偏航壓縮段相接截面、進(jìn)氣道出口/隔離段入口截面、隔離段出口截面.截面1和截面2表明,咽式進(jìn)氣道在俯仰方向上的附面層遠(yuǎn)厚于偏航方向,這一方面是由于俯仰方向壁面相對更長、附面層發(fā)展更久,另一方面俯仰方向上的反射激波與附面層相互干擾,更加劇了附面層的發(fā)展.截面2同時(shí)表明進(jìn)入隔離段的氣流不均勻,上/下壁面附近存在的低速、高壓流動(dòng)區(qū)域直接導(dǎo)致高反壓下的流動(dòng)分離和激波串現(xiàn)象主要發(fā)生在俯仰方向.截面3顯示了隔離段出口流速分布.

圖7　反壓比為78時(shí)流場內(nèi)的附面層發(fā)展Fig.7　Boundary layer development in the flow field when pb/p0 = 78

圖8　反壓比為78時(shí)隔離段內(nèi)的流動(dòng)分離Fig.8　Flow separation in isolator when pb/p0=78

以反壓比為78時(shí)的流場為例,圖8(a)表明隔離段中超聲速主流被上、下壁面處附面層擠向了中心軸線的偏航兩側(cè),且由于上壁面附面層更厚,主流偏向于隔離段底部.在激波串形成過程中,附面層內(nèi)存在多次的流動(dòng)分離與再附,如圖8(b)所示,每個(gè)波節(jié)在上、下壁面附近均對應(yīng)了1對分離泡,而分離泡上游產(chǎn)生1道壓縮斜激波,尾部形成膨脹扇,導(dǎo)致超聲速主流呈現(xiàn)周期性的收縮與擴(kuò)張.圖8(b)中清晰可見的分離泡數(shù)目為3對,下壁面附近分離泡的體積更小,且越到下游分離越不明顯.

3.1.3性能參數(shù)咽式進(jìn)氣道/等直隔離段內(nèi)流場的變化直接關(guān)系到各項(xiàng)性能參數(shù)的變化.由于起動(dòng)狀態(tài)下反壓影響被限制在隔離段,不會(huì)影響進(jìn)氣道流場,流量捕獲性能不變,增壓比、溫升比依賴于總壓恢復(fù)系數(shù).圖9、10分別給出不同反壓下對應(yīng)的隔離段出口平均Ma數(shù)及總壓恢復(fù)系數(shù)σ的變化曲線.可以看出,當(dāng)反壓低于最大工作反壓時(shí),進(jìn)氣道/隔離段流場中沒有增加額外波系,總壓恢復(fù)系數(shù)基本保持不變,出口平均Ma數(shù)由于反壓對附面層的作用僅有小幅度降低；當(dāng)反壓高于最大工作反壓時(shí),氣流在經(jīng)過激波串的多道激波與膨脹波后靜壓、靜溫升高,總壓恢復(fù)急劇下降,波后Ma數(shù)也急劇減小；隨著反壓的繼續(xù)增加,出口平均Ma數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)的變化幅度逐步趨緩,這與激波串尾部的波系強(qiáng)度直接相關(guān),氣流流速降低,激波串中斜激波、膨脹波的強(qiáng)度隨之降低.

圖9　出口平均Ma數(shù)隨反壓的變化Fig.9　Area-weighted average Mach numbers of exit under different back pressures

圖10　總壓恢復(fù)系數(shù)σ隨反壓的變化Fig.10　Total pressure recovery coefficients under different back pressures

3.2咽式進(jìn)氣道不起動(dòng)

3.2.1不起動(dòng)流場一旦給定出口反壓超過了隔離段的最大承受反壓,即極限反壓,激波串被推出喉道,在進(jìn)口處產(chǎn)生溢流,進(jìn)氣道不起動(dòng).準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)數(shù)值計(jì)算表明,當(dāng)反壓比略高于78時(shí),流場結(jié)構(gòu)發(fā)生了重大改變,結(jié)果顯示此時(shí)進(jìn)氣道/隔離段中全為逆流,這與實(shí)際狀況不符.采用李博等[20]使用的方法降低反壓進(jìn)行續(xù)算,當(dāng)反壓比pb/p0=27時(shí)流動(dòng)轉(zhuǎn)為順流,從而得到進(jìn)氣道/隔離段的不起動(dòng)流場.如圖11(a)所示,此時(shí)在進(jìn)氣道的進(jìn)口前緣站著2道不對稱分離激波,波后氣流壓力、溫度均急劇上升,并出現(xiàn)大幅度的流動(dòng)分離.分離泡呈現(xiàn)嚴(yán)重不對稱性,分離結(jié)構(gòu)限制在咽式進(jìn)氣道的俯仰壓縮段.結(jié)合圖11(b)所示的流線圖譜發(fā)現(xiàn),未捕獲氣流主要從側(cè)向唇口流出,伴隨著大量的動(dòng)能和總壓損失,導(dǎo)致進(jìn)氣道/隔離段性能急劇下降.

圖11　咽式進(jìn)氣道不起動(dòng)流場和流線圖Fig.11　Mach number contours and streamlines of jaws inlet flow field in unstarting state

圖12　內(nèi)收縮比極限曲線Fig.12　Limit curves of contraction ratio

3.2.2再起動(dòng)問題在獲得進(jìn)氣道/隔離段不起動(dòng)流場之后,繼續(xù)降低反壓至零反壓也未能實(shí)現(xiàn)咽式進(jìn)氣道再起動(dòng),同時(shí)不起動(dòng)流場基本保持不變.對此的解釋應(yīng)歸根于咽式進(jìn)氣道的高內(nèi)收縮比及特殊構(gòu)型.內(nèi)收縮比越大,再起動(dòng)越困難[21],本文咽式進(jìn)氣道的內(nèi)收縮比Cr達(dá)到5.17,接近Isentropiclimit后的不起動(dòng)區(qū),如圖12所示,因此不起動(dòng)到再起動(dòng)的狀態(tài)轉(zhuǎn)換不易達(dá)到.

從設(shè)計(jì)構(gòu)型上看,咽式進(jìn)氣道對氣流的壓縮分解到了俯仰和偏航兩個(gè)方向.不起動(dòng)發(fā)生后,緊隨前緣分離激波的流動(dòng)分離被限制在了俯仰壓縮段；在偏航壓縮段,若捕獲氣流為超聲速,則進(jìn)行再次壓縮；若為亞聲速,則進(jìn)行加速擴(kuò)壓,且不存在激波與分離結(jié)構(gòu).結(jié)合王翼[22]對“自持”特性以及自起動(dòng)“臨界狀態(tài)”的解釋,分離激波完全位于偏航壓縮段上游,更增加了咽式進(jìn)氣道再起動(dòng)的難度.

本文使用的準(zhǔn)定常數(shù)值方法雖然可以對進(jìn)氣道起動(dòng)狀態(tài)下的流場現(xiàn)象有較好的捕捉,但不完全適合進(jìn)氣道不起動(dòng)和再起動(dòng)的模擬過程,這對再起動(dòng)未能實(shí)現(xiàn)有一定的影響.后續(xù)工作將嘗試使用非定常數(shù)值方法和主動(dòng)控制手段對咽式進(jìn)氣道的再起動(dòng)問題進(jìn)行深入研究.

4結(jié)論

(1) 針對咽式進(jìn)氣道,本文選取長高比為9的等直隔離段長度偏短,達(dá)到極限反壓時(shí)隔離段出口仍然存在超聲速流.隔離段中激波串主要在俯仰方向上發(fā)展且不對稱性明顯,超聲速主流受到附面層擠壓偏向隔離段底部和中心軸線的偏航兩側(cè).

(2) 在隔離段出口反壓高于最大工作反壓從而產(chǎn)生激波串現(xiàn)象的初期,進(jìn)氣道/隔離段的性能參數(shù)變化最快,隨著反壓繼續(xù)增加,該變化幅度趨緩.當(dāng)出口反壓高于極限反壓時(shí)咽式進(jìn)氣道發(fā)生不起動(dòng),來流流量損失主要存在于進(jìn)氣道的側(cè)向唇口.

(3) 咽式進(jìn)氣道不起動(dòng)狀態(tài)下分離結(jié)構(gòu)限制在俯仰壓縮段,分離泡的分布存在嚴(yán)重不對稱,偏航壓縮段內(nèi)均為亞聲速、高溫高壓流動(dòng).受到高內(nèi)收縮比和特殊幾何構(gòu)型的影響,僅通過降低反壓的方式難以實(shí)現(xiàn)咽式進(jìn)氣道的再起動(dòng).

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收稿日期：2016-01-04.浙江大學(xué)學(xué)報(bào)(工學(xué)版)網(wǎng)址： www.journals.zju.edu.cn/eng

基金項(xiàng)目：浙江省自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目(LY13E060002) .

作者簡介：辜天來(1990-), 男, 博士生, 從事超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)的研究. ORCID: 0000-0002-4924-0027. E-mail: gutianlai@zju.edu.cn 通信聯(lián)系人: 張帥, 男, 副教授. ORCID: 0000-0002-9775-193X. E-mail: shuaizhang@zju.edu.cn

DOI:10.3785/j.issn.1008-973X.2016.07.027

中圖分類號：V 211

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

文章編號：1008-973X(2016)07-1418-07

Backpressurecharacteristicsofjawsinletwithconstant-areaisolator

GUTian-lai,ZHANGShuai,ZHENGYao

(School of Aeronautics and Astronautics, Zhejiang University, Hangzhou 310027, China)

Abstract:The jaws inlet with a constant-area isolator was numerically analyzed under conditions of Ma 5 free stream and changing back pressures. Complicated flow field structures in starting and unstarting states were obtained and compared. Effects of the back pressure on performance of the inlet/isolator model were analyzed. Results show that the shock train is asymmetrical and it primarily develops in the pitching direction when the jaws inlet works in starting states. Performance of the inlet/isolator model decreases fastest at the early stage of occurrence of the shock train. Affected by the boundary layer development, supersonic flows in the constant-area isolator are crowded towards the bottom and two sides of the yaw direction. When the jaws inlet unstarts owing to high back pressures, the separation structure locates totally in the pitching compression section. The loss of inflow mass primarily bleeds off from the lateral lip. Flows in the yaw compression section are subsonic with high static temperature and high static pressure. It is hard to achieve restarting by only decreasing the back pressure because of the high contraction ratio and the unique geometry of the jaws inlet．

Key words:hypersonic; jaws inlet; constant-area isolator; back pressure; shock train; unstart