高超音速进气道是超燃冲压发动机的主要压缩部件，其主要功能是捕获并压缩进入的气流，同时尽量减少总压力损失和阻力[1]。失速是高超音速进气道的一种异常工作状态[2]，可能导致推力突然下降，甚至可能引发飞行控制系统故障[[3], [4], [5]]。鉴于失速带来的风险，人们对其行为特性、物理机制和控制策略进行了大量研究，以指导工程设计并提高飞行器的可靠性[[6], [7], [8], [9], [10]]。
高超音速失速现象的特点是进气道的流动捕获能力受到内部流动结构的影响[11]，通常伴随着剧烈的激波振荡和壁压波动[11]。在实际应用中很难避免失速，因为它可能由多种因素引起，如低马赫数、较大的攻角、超速、强烈的激波/边界层相互作用、喷射或燃料调节不当导致的高背压、超燃冲压发动机模式转换过程中的干扰等[[12], [13], [14], [15]]。
失速可以归类为一种自激流动[16]。普遍认为，自激流动必须以闭环方式形成，包括两个相互作用的要素：不稳定性的起源和反馈机制[17]。通过持续激发扰动源，进气道内部会产生持续的流动振荡。对于超音速进气道，声波通常起到上游反馈的作用[18]。然而，高超音速进气道的失速流动模式与超音速进气道存在显著差异：前者涉及亚音速溢流，而后者涉及超音速溢流。谭等人[19]指出，适用于超音速进气道“嗡嗡”现象的基于声波的反馈回路不适用于高超音速进气道的失速现象。他们提出了一种新的反馈回路，该回路包括对流波、激波列和声波[19]。
作为一种复杂且高度不稳定的流动现象，失速流动会随着进气道几何形状、测试参数和工作条件的变化而有所不同[[20], [21]]。在矩形高超音速进气道中的实验研究表明，失速流动通常表现出振荡行为，根据振荡幅度可分为两种类型：相对温和的“轻微嗡嗡”和剧烈的“强烈嗡嗡”[19]。在失速状态下，压力波动通常是低频振荡，主导频率低于500 Hz，其振幅可达到进气道内来流压力的60倍。张[22]在二维混合压缩高超音速进气道中发现了额外的振荡模式：一种是“强烈嗡嗡”和“轻微嗡嗡”相结合的模式，即一次或多次强烈振荡后跟随几次弱振荡；另一种是非振荡流动模式，其中外部激波结构发生改变。上述类似的流动模式也在轴对称[23]和侧压缩[24]高超音速进气道中观察到。
目前关于高超音速进气道失速的研究主要集中在二维、轴对称和侧压缩类型上。然而，近年来前端/进气道一体化设计受到了越来越多的关注[25]。Nonweiler提出的波骑手概念[26]已广泛应用于机身/进气道设计[27]，因为它可以提高流动捕获能力和显著降低阻力[[28], [29], [30]]。基于外部轴对称基线流动，提出了采用波骑手概念的凸起进气道设计，该设计可以利用边界层位移、流动稳定性和进气道启动性能[31], [32]]。蔡[33]利用特征线法（MOC）提出了一种高超音速一体化凸起进气道的设计方法，该方法通过控制侧壁压力来增强近壁低动量流体的位移。徐[34]提出了一种基于预定横向压力梯度（TPG）的高超音速凸起进气道设计方法。根据预定的TPG，优化后的进气道被放置在不同的切线平面上，以形成三维凸起进气道。数值模拟表明，在高超音速凸起进气道的自启动过程中，修改后的前端表面会重塑分离区的形状，从而使得溢流更加容易发生[35]。
尽管已经研究了二维、轴对称和侧压缩高超音速进气道的失速现象，但高超音速三维凸起进气道的不稳定流动行为——特别是在节流过程中的流动模式转变——仍知之甚少，这也是本研究的重点。与传统进气道不同，凸起进气道具有三维曲面和展向压力梯度。因此，为了研究高超音速凸起进气道在下游节流过程中的失速流动模式转变，在马赫数M0=7.0的条件下进行了风洞实验。
