[发明专利]高超声速进气道加速自起动实验方法

权利要求书

1.一种二元高超声速进气道加速自起动实验方法,其特征在于:

在二元高超声速进气道上游固定安装有一前平板，该前平板与进气道前缘来流方向平行，而为了防止前平板的边界层的增长影响到进气道前缘主流参数，前平板与进气道底部之间的间隔高度应当取大于前平板的边界层厚度；前平板的长度的选取应当确保前平板在极限正攻角和极限负攻角下产生波系均不会干扰到进气道入口处的波系；前平板的宽度的选取需足够宽，需确保在极限负攻角下，前平板侧缘处生成旋涡的不能影响进气道上游流场的均匀性；在极限正攻角下，前平板上方侧边缘处的溢流不能影响到进气道入口处所对应的前平板激波角；

当进气道与前平板预先处于一个理论估算极限正攻角的位置时，该理论估算极限正攻角通过采用数值仿真手段对无前平板的进气道的起动性能的估算得到；气流经过进气道下方的平板处时会产生斜激波，使得气流减速，从而达到降低进气道上游来流马赫数目的；在攻角不断减小过程中，风洞实验段不变的气流条件在实验模型不同攻角下经过前平板之后就会造成进气道上游连续加速的气流条件；而当攻角已减小到0°，若前方气流的参数仍然不能使进气道建立起动流态，则让进气道和前平板继续旋转，模型进入负攻角状态，这样气流经过前平板之后会产生膨胀波，气流继续被加速；

考虑到风洞自身开启时的起动问题，则让进气道和前平板在风洞运行初期保持0°攻角；待风洞完成起动并稳定运行之后，接着将进气道和前平板旋转至理论估算极限正攻角位置，使得进气道出现不起动流态；随后，进气道和前平板开始重新往回旋转，当旋转至某一负攻角下，进气道建立起动状态，则表明进气道在该负攻角下前平板所对应的波后气流参数能够使进气道建立起动状态。

2.根据权利要求1所述的二元高超声速进气道加速自起动实验方法,其特征在于所述前平板的参数根据以下方式获得:

假设二元高超声速进气道，其捕获高度为H_i，第一级外压缩角为α₁，激波封口状态,即设计状态下第一级压缩激波角为β_1d；在理论估算极限正攻角下，进气道第一级压缩面对应的激波角为β_1p；在理论估算极限负攻角下，进气道第一级压缩面对应的激波角为β_1n；首先由风洞来流马赫数M_∞以及进气道所要求的最小来流马赫数M_min，可得进气道与前平板在理论估算极限正攻角下气流经前平平板压缩的激波角β₀；以下给出了前平板与进气道在极限正攻角下，前平板长度,即进气道前缘与前平板前缘之间的轴向距离的计算公式：

h₂＝γ×(H_i-l·sinα₁) (2)

其中，l为进气道前缘距唇罩入口处的水平距离，h为前平板与进气道底部之间的间隔高度；式(2)中的h₂为前平板处在极限正攻角下所产生的斜激波与进气道第一级压缩角对应的斜激波的交点处距第一级压缩面处的竖直距离，γ为放大系数，γ取1.1～1.2；而在式(3)中，为了防止前平板的边界层的增长影响到进气道前缘主流参数，h的值应当取大于前平板的边界层厚度，而h的值可以通过预先的数值仿真得到；

式(4)和式(5)给出了前平板在极限负攻角下，前平板长度的计算公式：

其中，μ₀为极限负攻角状态下，气流经过前平板所产生的最后一道马赫线后所对应的当地马赫角；

综上，为了确保前平板在极限正攻角和极限负攻角下产生波系均不会干扰到进气道入口处的波系，前平板长度L的给定必须满足以下关系式：

前平板的宽度的选取需足够宽，需确保在极限负攻角下，前平板侧缘处生成旋涡的不能影响进气道上游流场的均匀性；在极限正攻角下，前平板上方侧边缘处的溢流不能影响到进气道入口处所对应的前平板激波角。