[發明專利]高超聲速進氣道加速自起動實驗方法

有效

• 申請號: 201710201912.9
• 申請日: 2017-03-30
• 公開（公告）號: CN106989891B
• 公開（公告）日: 2020-01-10
• 發明（設計）人: 謝文忠;葛嚴;吳中明;高曉天
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: G01M9/02
• 分類號: G01M9/02
• 代理公司: 32237 江蘇圣典律師事務所
• 代理人: 賀翔

1.一種二元高超聲速進氣道加速自起動實驗方法,其特征在于:

在二元高超聲速進氣道上游固定安裝有一前平板，該前平板與進氣道前緣來流方向平行，而為了防止前平板的邊界層的增長影響到進氣道前緣主流參數，前平板與進氣道底部之間的間隔高度應當取大于前平板的邊界層厚度；前平板的長度的選取應當確保前平板在極限正攻角和極限負攻角下產生波系均不會干擾到進氣道入口處的波系；前平板的寬度的選取需足夠寬，需確保在極限負攻角下，前平板側緣處生成旋渦的不能影響進氣道上游流場的均勻性；在極限正攻角下，前平板上方側邊緣處的溢流不能影響到進氣道入口處所對應的前平板激波角；

當進氣道與前平板預先處于一個理論估算極限正攻角的位置時，該理論估算極限正攻角通過采用數值仿真手段對無前平板的進氣道的起動性能的估算得到；氣流經過進氣道下方的平板處時會產生斜激波，使得氣流減速，從而達到降低進氣道上游來流馬赫數目的；在攻角不斷減小過程中，風洞實驗段不變的氣流條件在實驗模型不同攻角下經過前平板之后就會造成進氣道上游連續加速的氣流條件；而當攻角已減小到0°，若前方氣流的參數仍然不能使進氣道建立起動流態，則讓進氣道和前平板繼續旋轉，模型進入負攻角狀態，這樣氣流經過前平板之后會產生膨脹波，氣流繼續被加速；

考慮到風洞自身開啟時的起動問題，則讓進氣道和前平板在風洞運行初期保持0°攻角；待風洞完成起動并穩定運行之后，接著將進氣道和前平板旋轉至理論估算極限正攻角位置，使得進氣道出現不起動流態；隨后，進氣道和前平板開始重新往回旋轉，當旋轉至某一負攻角下，進氣道建立起動狀態，則表明進氣道在該負攻角下前平板所對應的波后氣流參數能夠使進氣道建立起動狀態。

2.根據權利要求1所述的二元高超聲速進氣道加速自起動實驗方法,其特征在于所述前平板的參數根據以下方式獲得:

假設二元高超聲速進氣道，其捕獲高度為H_i，第一級外壓縮角為α₁，激波封口狀態,即設計狀態下第一級壓縮激波角為β_1d；在理論估算極限正攻角下，進氣道第一級壓縮面對應的激波角為β_1p；在理論估算極限負攻角下，進氣道第一級壓縮面對應的激波角為β_1n；首先由風洞來流馬赫數M_∞以及進氣道所要求的最小來流馬赫數M_min，可得進氣道與前平板在理論估算極限正攻角下氣流經前平平板壓縮的激波角β₀；以下給出了前平板與進氣道在極限正攻角下，前平板長度,即進氣道前緣與前平板前緣之間的軸向距離的計算公式：

h₂＝γ×(H_i-l·sinα₁) (2)

其中，l為進氣道前緣距唇罩入口處的水平距離，h為前平板與進氣道底部之間的間隔高度；式(2)中的h₂為前平板處在極限正攻角下所產生的斜激波與進氣道第一級壓縮角對應的斜激波的交點處距第一級壓縮面處的豎直距離，γ為放大系數，γ取1.1～1.2；而在式(3)中，為了防止前平板的邊界層的增長影響到進氣道前緣主流參數，h的值應當取大于前平板的邊界層厚度，而h的值可以通過預先的數值仿真得到；

式(4)和式(5)給出了前平板在極限負攻角下，前平板長度的計算公式：

其中，μ₀為極限負攻角狀態下，氣流經過前平板所產生的最后一道馬赫線后所對應的當地馬赫角；

綜上，為了確保前平板在極限正攻角和極限負攻角下產生波系均不會干擾到進氣道入口處的波系，前平板長度L的給定必須滿足以下關系式：

前平板的寬度的選取需足夠寬，需確保在極限負攻角下，前平板側緣處生成旋渦的不能影響進氣道上游流場的均勻性；在極限正攻角下，前平板上方側邊緣處的溢流不能影響到進氣道入口處所對應的前平板激波角。