高超声速进气道加速自起动实验方法技术

本发明专利技术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。本发明专利技术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。本发明专利技术结构简单，易于实现。

Experimental method for accelerating self starting of hypersonic inlet

The invention discloses an experimental method for accelerating the self starting of a supersonic inlet, which comprises the determination of the length of the front plate. The working principle of the invention of hypersonic inlet is: the experiment in the wind tunnel test section from the overall limit positive incidence rotation to limit negative angle of attack will be installed before the inlet model has flat through the front plate will produce shock wave compression on the far front airflow, or to accelerate the expansion wave far ahead and is located in the downstream flow, the front plate the inlet can be accelerated since the starting process required to accelerate the continuous flow condition. This method can not only suppress the unsteady effect in the early stage of wind tunnel operation, but also can carry out the experiment of continuously changing Maher number of the inlet in the fixed Maher number wind tunnel. The invention has simple structure and is easy to realize.

【技术实现步骤摘要】
高超声速进气道加速自起动实验方法
本专利技术属于高超声速进气道加速自起动实验
，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。
技术介绍
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-yongWANG、YiWang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。VanWie、GraingerA.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。
技术实现思路
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；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。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Hi，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β1d；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Mmin，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；而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β1；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×(Hi-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；β1为极限负攻角下进气道第一级压缩面对应的激波角；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，前遮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，前遮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遮板激波角。在该加速自起动实验方法中，进气道相对于其上游来流一直近似保持0°攻角不变，且进气道本身没有任何可调型面对不起动流场结构产生干扰，从而使得进气道的加速自起动实验过程与真实飞行过程中的加速自起动过程相似度极高，这也是与以往加速自起动实验方法的显著不同之处。此外，暂冲式超声速风洞的有效工作时间通常能够达到40s左右，有充足的时间完成实验模型整个旋转过程。增加了前平板，在极限正攻角下进气道能够获得相对更低的自由来流马赫数，而在极限负攻角下进气道能够获得相对更高的自由来流马赫数。以风洞实验段上游M3.5喷管为例，当实验模型处于18°正攻角时，前平板前沿斜激波后即进气道上游来流马赫数为M0＝2.42；而当实验模型处于18°负攻角时，前平板前沿膨胀波束后即进气道上游来流马赫数为M0＝4.96。能够获得较为宽广的进气道上游来流马赫数范围。由于受到风洞洞壁限制和风洞运行堵塞度要求，实验模型尺寸与进气道加速自起动实验过程上游来流马赫数范围大小息息相关。模型越小，能够获得的进气道上游来流马赫数范围越大。本专利技术的有益效果：本专利技术专利提出基于前平板的高超声速进气道连续变攻角自起动实验方法，通过利用进气道正下方的一块平板来产生激波或膨胀波对进气道前方的来流速度进行控制。该方法既能抑制风洞运行前期的非定常效应本文档来自技高网...

【技术保护点】
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，前遮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，前遮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遮板激波角；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。...

【技术特征摘要】
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，前遮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，前遮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遮板激波角；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Hi，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β1d；首先由风洞来流马赫数M∞以及进气道所要求的最小来流...

【专利技术属性】
技术研发人员：谢文忠，葛严，吴中明，高晓天，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：江苏,32