咽式進氣道/等直隔離段的反壓特性

辜天來,張　帥,鄭　耀

(浙江大學 航空航天學院,浙江 杭州 310027)

?

咽式進氣道/等直隔離段的反壓特性

辜天來,張帥,鄭耀

(浙江大學 航空航天學院,浙江 杭州 310027)

摘要:對帶等直隔離段的咽式進氣道進行Ma 5飛行條件下流場的數值模擬,對比起動狀態反壓對內部復雜的流場結構及性能參數的影響,分析高反壓引起的進氣道不起動現象與機理.研究表明,起動狀態下隔離段中激波串主要在俯仰方向上發展且不對稱性明顯,激波串出現初期進氣道/隔離段的性能參數變化最快,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.高反壓引起咽式進氣道不起動后,分離結構被限制在俯仰壓縮段,流量損失主要發生在側向唇口,偏航壓縮段內均為亞聲速、高溫高壓氣流.由于高內收縮比和幾何構型影響,僅采用降低反壓的方式難以實現再起動.

關鍵詞：高超聲速；咽式進氣道；等直隔離段；反壓；激波串；不起動

高超聲速進氣道起動/不起動問題一直是工程上關注的重點,因其直接關系到能否捕獲足量的氣流進行壓縮燃燒為飛行器產生凈推力.發動機工作過程中燃燒室的壓力波動是導致進氣道發生不起動的一個關鍵因素,隔離段正是為了承受該反壓、作為進氣道與燃燒室之間的氣動熱力緩沖區而存在.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動機幾何尺寸、結構重量的增加.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,關于進氣道/隔離段反壓特性的研究對于超燃沖壓發動機的設計改進及性能評估具有重要意義.

Saied等[1]在NASA蘭利研究中心M4BDF(Mach4BlowdownFacility)中對進氣道、隔離段和燃燒室的組合模型進行實驗,結果表明,隔離段長高比為8.7時比較合適,進氣道/隔離段能夠承受的最大反壓隨著進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再有提高[2].Wagner等[3-4]在Ma5風洞中具體研究進氣道/隔離段不起動現象,指出不起動是與隔離段中附面層分離緊密相關的,一旦發生不起動,隨之將產生頻率約為124Hz的大幅度周期性振蕩,并針對簡化進氣道/隔離段幾何模型實驗研究一種檢測反壓引起進氣道不起動的方法.Koo等[5]運用大渦模擬(largeeddysimulation,LES)方法研究進氣道/隔離段內流動,證實LES針對起動狀態下的流場細節和不起動狀態下的大尺度特征能夠準確捕捉,但對附面層分離存在過度預測.袁化成等[6]通過數值模擬的大量分析,對反壓作用下隔離段出口參數進行系列擬合,給出最大承受反壓的估算公式.張堃元等[7]研究帶高超進氣道的隔離段流動特性,指出隔離段研究必須考慮入口非均勻性,因此要求進氣道提供盡可能均勻的喉道流場.Su等[8]通過數值模擬了三維進氣道/隔離段隨反壓比升高從起動到不起動、定常到非定常的過程,結果表明壓力波動極大值發生在激波串前緣激波振蕩范圍內,反壓越高不起動激波向上游移動速度越快.

咽式進氣道作為一種典型的三維內收縮進氣道,因其高流量捕獲和高壓縮效率而受到人們關注[9].研究表明[10],在相同條件下咽式進氣道可以比二元矩形截面進氣道多捕獲20%的來流流量,且保持較低的摩擦阻力,使推進系統推力提高24.87%.在當前高超飛行器推力裕度不足的背景下,可以預見對咽式進氣道的進一步分析將具有較高的研究價值.目前,針對該類型進氣道的研究還相對較少[11-12],尤其是在反壓作用下,咽式進氣道起動/不起動流場將發生何種變化、高反壓引起咽式進氣道不起動之后降低反壓能否再起動均尚無明確結論.基于這些問題,本文針對帶等直隔離段的咽式進氣道模型,研究了該模型在不同反壓條件下的流場特征,分析起動狀態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、總壓恢復系數等性能的影響,并在不起動狀態下討論咽式進氣道難于再起動的原因.

1計算模型

采用文獻[13]中經過附面層修正之后的咽式進氣道模型.該模型的設計條件為Ma5自由來流、30km高度及δ1=δ2=8°的壓縮角配置,內收縮比為5.17,起動Ma數為4.2,參數化分析表明各項設計性能相對較優.咽式進氣道下游為等直隔離段,參考文獻[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數值方法

鑒于幾何對稱性,取模型的1/2作為計算域,使用Pointwise劃分非結構網格單元,壁面及局部網格如圖1(b)所示.使用Fluent商業軟件進行數值計算,采用隱式定常時間積分和基于密度的求解器,選擇RNGk-ε 湍流模型、二階迎風離散格式以及AUSM通量格式,邊界條件分別取壓力遠場、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氣道計算模型Fig.1　Jaws inlet/constant-area isolator model

為了檢驗數值方案的準確性,在計算前期先進行網格敏感度分析.圖2給出針對1/4模型無黏計算時多種網格尺寸下咽式進氣道俯仰/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,當網格數量超過350萬后,兩條壓力曲線幾乎重合,表明此時的網格尺寸合適.分別選擇SSTk-ω 和RNGk-ε 兩種雙方程湍流模型進行黏性計算,得到的上壁面中心線上靜壓分布基本一致,如圖3所示.為了減少網格量并提高網格質量,后續計算統一使用RNGk-ε 湍流模型以及標準壁面函數,同時嚴格限制附面層第一層網格厚度保證壁面y+<5.

數值模擬采用準定常方法,以來流Ma數5、出口反壓比pb/p0=1的進氣道/隔離段起動流場作為計算初場,依次提高反壓進行續算得到后續工況下起動流場,超出反壓承受范圍發生進氣道不起動,則降低反壓直至流動順流以得到不起動流場.計算前,初步劃定隔離段出口反壓范圍,高于環境壓力、低于正激波后壓比的界定,根據正激波理論[15]可知,波后壓比關系式為

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.所采用咽式進氣道Ma5設計工況下的出口壓比為17.6,出口Ma數為2.53,此時對應的正激波后壓比為7.3,因此隔離段出口反壓以壓比128.5為上限.

3結果與分析

3.1咽式進氣道起動

給定的反壓在達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氣道流場,進氣道可以維持起動.圖4給出不同反壓條件下進氣道/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雜波系結構,只有在反壓增加到一定程度時才開始出現,并隨著反壓繼續增加,首對激波位置將更加靠近隔離段進口.在激波串區之后為混合區,該區域氣流全部為亞聲速或絕大部分亞聲速.關于激波串的形成及流動特征在文獻[16～18]中有詳細描述.

圖4　不同反壓比時縱向截面上的Ma數云圖Fig.4　Mach number contours of vertical sections with various back pressure ratios

圖5　反壓比為34時流場截面云圖及壓力、Ma數分布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隔離段出口平均Ma數唯一確定.最大工作反壓是隔離段中開始產生激波串結構的臨界值,超過該臨界值激波串將向上游移動,波后壓力急劇上升、Ma數迅速減小.從圖5(a)可以看出,當pb/p0=34時,隔離段出口壁面附近存在局部低速流動區,對應圖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壓力向上流傳遞引起的逆壓梯度足以使流動發生分離,表明此時出口反壓達到最大工作反壓.圖5(c)給出進氣道/隔離段中心軸線上Ma數分布,注意到隔離段中無論壓力還是Ma數,均存在一定程度周期性波動,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生復雜波系所引起的.

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

圖6　反壓比為78時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現,如圖6(b)所示,上壁面中心線上的靜壓在過分離點位置后持續上升,而下壁面中心線上的靜壓在過分離點位置后雖然總體上升,但是存在波峰與波谷.結合圖6(a)中低速流動區的分布分析可知,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生流動分離,低速高壓區在上壁面附近發展得更大且更厚,上壁面靜壓受激波串中的激波/膨脹波系影響相對較小,壓力持續上升,下壁面因為更明顯的流動分離與再附出現壓力波動.

3.1.2附面層與流動分離圖7對比了反壓比為78時進氣道/隔離段流場內部多個截面的Ma數等值云圖.截面1、2、3分別表示進氣道的俯仰與偏航壓縮段相接截面、進氣道出口/隔離段入口截面、隔離段出口截面.截面1和截面2表明,咽式進氣道在俯仰方向上的附面層遠厚于偏航方向,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展.截面2同時表明進入隔離段的氣流不均勻,上/下壁面附近存在的低速、高壓流動區域直接導致高反壓下的流動分離和激波串現象主要發生在俯仰方向.截面3顯示了隔離段出口流速分布.

圖7　反壓比為78時流場內的附面層發展Fig.7　Boundary layer development in the flow field when pb/p0 = 78

圖8　反壓比為78時隔離段內的流動分離Fig.8　Flow separation in isolator when pb/p0=78

以反壓比為78時的流場為例,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,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,附面層內存在多次的流動分離與再附,如圖8(b)所示,每個波節在上、下壁面附近均對應了1對分離泡,而分離泡上游產生1道壓縮斜激波,尾部形成膨脹扇,導致超聲速主流呈現周期性的收縮與擴張.圖8(b)中清晰可見的分離泡數目為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性能參數咽式進氣道/等直隔離段內流場的變化直接關系到各項性能參數的變化.由于起動狀態下反壓影響被限制在隔離段,不會影響進氣道流場,流量捕獲性能不變,增壓比、溫升比依賴于總壓恢復系數.圖9、10分別給出不同反壓下對應的隔離段出口平均Ma數及總壓恢復系數σ的變化曲線.可以看出,當反壓低于最大工作反壓時,進氣道/隔離段流場中沒有增加額外波系,總壓恢復系數基本保持不變,出口平均Ma數由于反壓對附面層的作用僅有小幅度降低；當反壓高于最大工作反壓時,氣流在經過激波串的多道激波與膨脹波后靜壓、靜溫升高,總壓恢復急劇下降,波后Ma數也急劇減小；隨著反壓的繼續增加,出口平均Ma數和總壓恢復系數的變化幅度逐步趨緩,這與激波串尾部的波系強度直接相關,氣流流速降低,激波串中斜激波、膨脹波的強度隨之降低.

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

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

3.2咽式進氣道不起動

3.2.1不起動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,在進口處產生溢流,進氣道不起動.準穩態數值計算表明,當反壓比略高于78時,流場結構發生了重大改變,結果顯示此時進氣道/隔離段中全為逆流,這與實際狀況不符.采用李博等[20]使用的方法降低反壓進行續算,當反壓比pb/p0=27時流動轉為順流,從而得到進氣道/隔離段的不起動流場.如圖11(a)所示,此時在進氣道的進口前緣站著2道不對稱分離激波,波后氣流壓力、溫度均急劇上升,并出現大幅度的流動分離.分離泡呈現嚴重不對稱性,分離結構限制在咽式進氣道的俯仰壓縮段.結合圖11(b)所示的流線圖譜發現,未捕獲氣流主要從側向唇口流出,伴隨著大量的動能和總壓損失,導致進氣道/隔離段性能急劇下降.

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

圖12　內收縮比極限曲線Fig.12　Limit curves of contraction ratio

3.2.2再起動問題在獲得進氣道/隔離段不起動流場之后,繼續降低反壓至零反壓也未能實現咽式進氣道再起動,同時不起動流場基本保持不變.對此的解釋應歸根于咽式進氣道的高內收縮比及特殊構型.內收縮比越大,再起動越困難[21],本文咽式進氣道的內收縮比Cr達到5.17,接近Isentropiclimit后的不起動區,如圖12所示,因此不起動到再起動的狀態轉換不易達到.

從設計構型上看,咽式進氣道對氣流的壓縮分解到了俯仰和偏航兩個方向.不起動發生后,緊隨前緣分離激波的流動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,則進行再次壓縮；若為亞聲速,則進行加速擴壓,且不存在激波與分離結構.結合王翼[22]對“自持”特性以及自起動“臨界狀態”的解釋,分離激波完全位于偏航壓縮段上游,更增加了咽式進氣道再起動的難度.

本文使用的準定常數值方法雖然可以對進氣道起動狀態下的流場現象有較好的捕捉,但不完全適合進氣道不起動和再起動的模擬過程,這對再起動未能實現有一定的影響.后續工作將嘗試使用非定常數值方法和主動控制手段對咽式進氣道的再起動問題進行深入研究.

4結論

(1) 針對咽式進氣道,本文選取長高比為9的等直隔離段長度偏短,達到極限反壓時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.

(2) 在隔離段出口反壓高于最大工作反壓從而產生激波串現象的初期,進氣道/隔離段的性能參數變化最快,隨著反壓繼續增加,該變化幅度趨緩.當出口反壓高于極限反壓時咽式進氣道發生不起動,來流流量損失主要存在于進氣道的側向唇口.

(3) 咽式進氣道不起動狀態下分離結構限制在俯仰壓縮段,分離泡的分布存在嚴重不對稱,偏航壓縮段內均為亞聲速、高溫高壓流動.受到高內收縮比和特殊幾何構型的影響,僅通過降低反壓的方式難以實現咽式進氣道的再起動.

參考文獻(References):

[1]SAIEDE,TREXLERCA,AUSLENDERAH,etal.Experimentalinvestigationofinlet-combustionisolatorsforadual-modescramjetataMachnumberof4 [R].America:NASA, 1995．

[2]REINARTZBU,HERRMANNCD,BALLMANNJ.Aerodynamicperformanceanalysisofahypersonicinletisolatorusingcomputationandexperiment[J].JournalofPropulsionandPower, 2003, 19(5): 868-875．

[3]WAGNERJL,YUCEILKB,VALDIVIAA,etal.Experimentalinvestigationofunstartinaninlet/isolatormodelinMach5flow[J].AIAAJournal, 2009, 47(6): 1528-1542．

[4]SRIKANTS,WAGNERJL,VALDIVIAA,etal.Unstartdetectioninasimplified-geometryhypersonicinlet-isolatorflow[J].JournalofPropulsionandPower, 2010, 26(5): 1059-1071．

[5]KOOH,RAMANV.Large-eddysimulationofasupersonicinlet-isolator[J].AIAAJournal, 2012, 50(7): 1596-1613.

[6] 袁化成, 梁德旺, 郭榮偉, 等. 反壓作用下等直隔離段性能估算[J]. 航空動力學報, 2009, 24(11): 2421-2428.

YUANHua-cheng,LIANGDe-wang,GUORong-wei,etal.Predictingmethodfortheperformanceofconstantareaisolatorunderbackpressure[J].JournalofAerospacePower, 2009, 24(11): 2421-2428．

[7] 張堃元, 王成鵬, 楊建軍, 等. 帶高超進氣道的隔離段流動特性[J]. 推進技術, 2002, 23(4): 311-314.

ZHANGKun-yuan,WANGCheng-peng,YANGJian-jun,etal.Investigationofflowinisolatorofhypersonicinlet[J].JournalofPropulsionTechnology, 2002, 23(4): 311-314．

[8]SUWY,ZHANGKY.Back-pressureeffectsonthehypersonicinlet-isolatorpseudoshockmotions[J].JournalofPropulsionandPower, 2013, 29(6): 1391-1399．

[9]MALO-MOLINAFJ,GAITONDEDV,KUTSCHENREUTERPH,etal.AnalysisofaninnovativeinwardturninginletwithhydrocarbonfuelatMach7 [C]∥16thAnnualThermalandFluidsAnalysisWorkshop.Orlando: [s.n.], 2005．

[10]MALO-MOLINAFJ,GAITONDEDV,EBRAHIMIHB,etal.AnalysisofaninnovativeinwardturninginletusinganAir-JP8combustionmixtureatMach7 [J].AIAAPaper06-3041, 2006．

[11] 王成鵬, 董昊, 程克明. 咽式高超聲速進氣道試驗與計算研究[J]. 空氣動力學學報, 2012, 30(6): 761-766.

WANGCheng-peng,DONGHao,CHENGKe-ming.Experimentandnumericalstudyonhypersonicjawsinlet[J].ActaAerodynamicSinica, 2012, 30(6): 761-766．

[12] 董昊, 王成鵬, 程克明. 高超聲速咽式進氣道起動特性研究[J]. 實驗流體力學, 2013, 27(5): 49-54.

DONGHao,WANGCheng-peng,CHENGKe-ming.Experimentalinvestigationofhypersonicjawsinletstartingcharacteristics[J].JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2013, 27(5): 49-54．

[13] 辜天來, 付磊, 張帥, 等. 咽式進氣道設計工況下性能初步分析[J]. 航空動力學報, 2014, 29(9): 2070-2078.

GUTian-lai,FULei,ZHANGShuai,etal.Preliminaryanalysisofjawsinletperformanceunderdesignconditions[J].JournalofAerospacePower, 2014, 29(9): 2070-2078．

[14] 李博, 袁化成, 梁德旺. 高超聲速進氣道等直隔離段的反壓特性研究[J]. 宇航學報, 2008, 29(1): 78-83.

LIBo,YUANHua-cheng,LIANGDe-wang.Researchoncharacteristicsofbackpressureperformanceforconstantareaisolatorofahypersonicinlet[J].JournalofAstronautics, 2008, 29(1): 78-83．

[15] 錢翼稷. 空氣動力學[M]. 北京: 航空航天大學出版社, 2004．

[16]KAZUYASUM,YOSHIAKIM,HEUY-DONGK.Shocktrainandpseudo-shockphenomenaininternalgasflows[J].ProgressinAerospaceSciences, 1999, 35(1): 33-100．

[17]BRANDONM,KARTHIKD,SANJIVAKL.Large-eddysimulationsofanormalshocktraininaconstant-areaisolator[J].AIAAJournal, 2014, 52(3): 539-558．

[18]ROBINLK,JAMESFD,MIRCOG.Unsteadinesscharacteristicsandpressuredistributionofanobliqueshocktrain[J].AIAApaper15-1519, 2015．

[19] 梁德旺, 李博. 高超聲速進氣道隔離段反壓的前傳模式及最大工作反壓[J]. 空氣動力學學報, 2006, 24(4): 444-460．

LIANGDe-wang,LIBo.Backpressurepropagationmodeandmaximumworkingbackpressureofhypersonicisolatorinlet[J].ActaAerodynamicSinica, 2006, 24(4): 444-460．

[20] 李博, 梁德旺. 高超聲速進氣道-隔離段反壓引起不起動計算[J]. 推進技術, 2006, 27(5): 431-435.

LIBo,LIANGDe-wang.Calculationofunstartedflowinhypersonicinlet-isolatorwithhighbackpressure[J].JournalofPropulsionTechnology, 2006, 27(5): 431-435．

[21]VANWIEDM,KWOKFT,WALSHRF.Startingcharacteristicsofsupersonicinlets[J].AIAAPaper96-2914, 1996．

[22] 王翼. 高超聲速進氣道啟動問題研究[D]. 長沙：國防科學技術大學, 2008.

WANGYi.Investigationonhypersonicinletstartingcharacteristics[D].Changsha:NationalUniversityofDefenseTechnology, 2008.

收稿日期：2016-01-04.浙江大學學報(工學版)網址： www.journals.zju.edu.cn/eng

基金項目：浙江省自然科學基金資助項目(LY13E060002) .

作者簡介：辜天來(1990-), 男, 博士生, 從事超燃沖壓發動機設計的研究. ORCID: 0000-0002-4924-0027. E-mail: gutianlai@zju.edu.cn 通信聯系人: 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

文獻標志碼：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