[发明专利]高超声速进气道加速自起动实验方法

说明书

本发明公开了一种高超声速进气道加速自起动实验方法，包括前平板长度的确定。本发明高超声速进气道的工作原理是：该实验方法通过将安装有前平板的进气道模型在风洞实验段整体从极限正攻角旋转至极限负攻角，前平板会产生激波对远前方气流压缩，或产生膨胀波对远前方气流加速，而位于前平板下游的进气道即可获得加速自起动过程所需连续加速的来流条件。该方法既能抑制风洞运行前期的非定常效应，又能在固定马赫数风洞中开展进气道的连续变马赫数的实验。本发明结构简单，易于实现。

技术领域

本发明属于高超声速进气道加速自起动实验技术领域，特别是应用于超声速风洞中开展高超声速进气道加速自起动实验。

背景技术

高超声速进气道作为超燃冲压发动机的重要部件,其性能直接关系到发动机和飞行器总体的性能与工作稳定性。自起动性能是制约高超声速进气道气动性能与稳定工作裕度的关键因素之一。高超声速飞行器在真实高空飞行过程中，在到达超燃冲压发动机接力工作点之前是一个缓慢加速的过程，当加速到超燃冲压发动机最低工作马赫数(即转级马赫数)时要求进气道能够实现从不起动状态到起动状态的转换。通常界定这种起动方式为高超声速进气道加速自起动过程，并且《固体火箭技术》期刊中一文名为《高超声速进气道再起动特性及其影响因素数值模拟》指出高超声速进气道的加速自起动过程虽为动态非定常过程，但实际飞行中的加速度还不足以改变其起动特性，因此整个加速自起动过程可认为是一个准定常过程。但是，由于当前地面高超声速风洞无法实现连续变马赫数，在开展进气道加速自起动实验时还存在明显不足，比如高超声速风洞运行前期的非定常效应对进气道的加速自起动过程会产生影响。Jian-yong WANG、Yi Wang等人已开展的高超声速进气道加速自起动性能实验均是直接将进气道放置在高超速风洞中开展实验研究的。Van Wie、Grainger A.L等人通过研究均发现非定常效应对进气道起动性能影响较大。为了避免风洞运行前期的非定常效应，一些学者在开展高超声速进气道实验时则通过采用预堵塞后撤除的再起动方式来考察该进气道在当前来流条件下的自起动能力。而这种采用预堵塞后撤除的再起动方式与进气道真实的加速自起动过程是否存在差异还有待于进一步研究。此外，还有一些学者通过采用连续调节进气道的内收缩比，来获得进气道在某一内收缩比下从不起动状态到起动状态的转变过程，而这种方法只能获取进气道在某一固定马赫数下的自起动能力。

以上国内外学者在常规风洞和脉冲风洞中开展的高超声速进气道的自起动实验，都是采用再起动的方式来考察进气道的自起动能力，所谓再起动的方式即是通过在进气道尾部采用预堵塞后撤除的方式，当造成进气道不起动因素消失之后，进气道重新建立起动流态则界定进气道的起动方式为再起动。然而这种通过再起动方式来考察进气道的自起动能力的方式与进气道在实际飞行中的自起动方式是否存在差异还是值得商榷的。

发明内容

为探寻高超声速进气道地面风洞加速自起动实验方法的研究。本文提出的基于前平板的高超声速进气道连续变攻角加速自起动实验方法能够应用于高超声速进气道加速自起动过程的实验研究。

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；而前平板的宽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的三维效应均不会影响进气道上游流场的均匀性；