[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

本發明公開了一種高超聲速進氣道加速自起動實驗方法，包括前平板長度的確定。本發明高超聲速進氣道的工作原理是：該實驗方法通過將安裝有前平板的進氣道模型在風洞實驗段整體從極限正攻角旋轉至極限負攻角，前平板會產生激波對遠前方氣流壓縮，或產生膨脹波對遠前方氣流加速，而位于前平板下游的進氣道即可獲得加速自起動過程所需連續加速的來流條件。該方法既能抑制風洞運行前期的非定常效應，又能在固定馬赫數風洞中開展進氣道的連續變馬赫數的實驗。本發明結構簡單，易于實現。

技術領域

本發明屬于高超聲速進氣道加速自起動實驗技術領域，特別是應用于超聲速風洞中開展高超聲速進氣道加速自起動實驗。

背景技術

高超聲速進氣道作為超燃沖壓發動機的重要部件,其性能直接關系到發動機和飛行器總體的性能與工作穩定性。自起動性能是制約高超聲速進氣道氣動性能與穩定工作裕度的關鍵因素之一。高超聲速飛行器在真實高空飛行過程中，在到達超燃沖壓發動機接力工作點之前是一個緩慢加速的過程，當加速到超燃沖壓發動機最低工作馬赫數(即轉級馬赫數)時要求進氣道能夠實現從不起動狀態到起動狀態的轉換。通常界定這種起動方式為高超聲速進氣道加速自起動過程，并且《固體火箭技術》期刊中一文名為《高超聲速進氣道再起動特性及其影響因素數值模擬》指出高超聲速進氣道的加速自起動過程雖為動態非定常過程，但實際飛行中的加速度還不足以改變其起動特性，因此整個加速自起動過程可認為是一個準定常過程。但是，由于當前地面高超聲速風洞無法實現連續變馬赫數，在開展進氣道加速自起動實驗時還存在明顯不足，比如高超聲速風洞運行前期的非定常效應對進氣道的加速自起動過程會產生影響。Jian-yong WANG、Yi Wang等人已開展的高超聲速進氣道加速自起動性能實驗均是直接將進氣道放置在高超速風洞中開展實驗研究的。Van Wie、Grainger A.L等人通過研究均發現非定常效應對進氣道起動性能影響較大。為了避免風洞運行前期的非定常效應，一些學者在開展高超聲速進氣道實驗時則通過采用預堵塞后撤除的再起動方式來考察該進氣道在當前來流條件下的自起動能力。而這種采用預堵塞后撤除的再起動方式與進氣道真實的加速自起動過程是否存在差異還有待于進一步研究。此外，還有一些學者通過采用連續調節進氣道的內收縮比，來獲得進氣道在某一內收縮比下從不起動狀態到起動狀態的轉變過程，而這種方法只能獲取進氣道在某一固定馬赫數下的自起動能力。

以上國內外學者在常規風洞和脈沖風洞中開展的高超聲速進氣道的自起動實驗，都是采用再起動的方式來考察進氣道的自起動能力，所謂再起動的方式即是通過在進氣道尾部采用預堵塞后撤除的方式，當造成進氣道不起動因素消失之后，進氣道重新建立起動流態則界定進氣道的起動方式為再起動。然而這種通過再起動方式來考察進氣道的自起動能力的方式與進氣道在實際飛行中的自起動方式是否存在差異還是值得商榷的。

發明內容

為探尋高超聲速進氣道地面風洞加速自起動實驗方法的研究。本文提出的基于前平板的高超聲速進氣道連續變攻角加速自起動實驗方法能夠應用于高超聲速進氣道加速自起動過程的實驗研究。

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；而前平板的寬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的三維效應均不會影響進氣道上游流場的均勻性；