本發(fā)明屬于高超聲速進氣道加速自起動實驗技術(shù)領(lǐng)域，特別是應(yīng)用于超聲速風(fēng)洞中開展高超聲速進氣道加速自起動實驗。

背景技術(shù)：

高超聲速進氣道作為超燃沖壓發(fā)動機的重要部件,其性能直接關(guān)系到發(fā)動機和飛行器總體的性能與工作穩(wěn)定性。自起動性能是制約高超聲速進氣道氣動性能與穩(wěn)定工作裕度的關(guān)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(fā)動機接力工作點之前是一個緩慢加速的過程，當(dāng)加速到超燃沖壓發(fā)動機最低工作馬赫數(shù)(即轉(zhuǎn)級馬赫數(shù))時要求進氣道能夠?qū)崿F(xiàn)從不起動狀態(tài)到起動狀態(tài)的轉(zhuǎn)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(shù)》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(shù)值模擬》指出高超聲速進氣道的加速自起動過程雖為動態(tài)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(zhǔn)定常過程。但是，由于當(dāng)前地面高超聲速風(fēng)洞無法實現(xiàn)連續(xù)變馬赫數(shù)，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(fēng)洞運行前期的非定常效應(yīng)對進氣道的加速自起動過程會產(chǎn)生影響。jian-yongwang、yiwang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(fēng)洞中開展實驗研究的。vanwie、graingera.l等人通過研究均發(fā)現(xiàn)非定常效應(yīng)對進氣道起動性能影響較大。為了避免風(fēng)洞運行前期的非定常效應(yīng)，一些學(xué)者在開展高超聲速進氣道實驗時則通過采用預(yù)堵塞后撤除的再起動方式來考察該進氣道在當(dāng)前來流條件下的自起動能力。而這種采用預(yù)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(xué)者通過采用連續(xù)調(diào)節(jié)進氣道的內(nèi)收縮比，來獲得進氣道在某一內(nèi)收縮比下從不起動狀態(tài)到起動狀態(tài)的轉(zhuǎn)變過程，而這種方法只能獲取進氣道在某一固定馬赫數(shù)下的自起動能力。

以上國內(nèi)外學(xué)者在常規(guī)風(fēng)洞和脈沖風(fēng)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(yù)堵塞后撤除的方式，當(dāng)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(tài)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。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

為探尋高超聲速進氣道地面風(fēng)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(xù)變攻角加速自起動實驗方法能夠應(yīng)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(shù)，前平板與進氣道底部之間的間隔高度應(yīng)當(dāng)取大于前平板的邊界層厚度；前平板的長度的選取應(yīng)當(dāng)確保前平板在極限正攻角和極限負攻角下產(chǎn)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(yīng)當(dāng)確保前平板在極限正攻角和極限負攻角下產(chǎn)生的三維效應(yīng)均不會影響進氣道上游流場的均勻性；

當(dāng)進氣道與前平板預(yù)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(shù)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(jīng)過進氣道下方的平板處時會產(chǎn)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(shù)目的；在攻角不斷減小過程中，風(fēng)洞實驗段不變的氣流條件在實驗?zāi)Ｐ筒煌ソ窍陆?jīng)過前平板之后就會造成進氣道上游連續(xù)加速的氣流條件；而當(dāng)攻角已減小到0°，若前方氣流的參數(shù)仍然不能使進氣道建立起動流態(tài)，則讓進氣道和前平板繼續(xù)旋轉(zhuǎn)，模型進入負攻角狀態(tài)，這樣氣流經(jīng)過前平板之后會產(chǎn)生膨脹波，氣流繼續(xù)被加速；

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

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(shù)根據(jù)以下方式獲得:

假設(shè)二元高超聲速進氣道，其捕獲高度為hi，第一級外壓縮角為α1，激波封口狀態(tài),即設(shè)計狀態(tài)下第一級壓縮激波角為β1d；首先由風(fēng)洞來流馬赫數(shù)m∞以及進氣道所要求的最小來流馬赫數(shù)mmin，可得進氣道與前平板在理論估算極限正攻角下氣流經(jīng)前平平板壓縮的激波角β0；而在理論估算極限正攻角下，進氣道第一級壓縮面對應(yīng)的激波角為β1；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×(hi-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(chǎn)生的斜激波與進氣道第一級壓縮角對應(yīng)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(shù)，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(shù)，h的值應(yīng)當(dāng)取大于前平板的邊界層厚度，而h的值可以通過預(yù)先的數(shù)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(tài)下，氣流經(jīng)過前平板所產(chǎn)生的最后一道馬赫線后所對應(yīng)的當(dāng)?shù)伛R赫角；β1為極限負攻角下進氣道第一級壓縮面對應(yīng)的激波角；

綜上，為了確保前平板在極限正攻角和極限負攻角下產(chǎn)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(guān)系式：

前平板的寬度的選取需足夠?qū)?，需確保在極限負攻角下，前遮板側(cè)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，前遮板上方側(cè)邊緣處的溢流不能影響到進氣道入口處所對應(yīng)的前遮板激波角。

在該加速自起動實驗方法中，進氣道相對于其上游來流一直近似保持0°攻角不變，且進氣道本身沒有任何可調(diào)型面對不起動流場結(jié)構(gòu)產(chǎn)生干擾，從而使得進氣道的加速自起動實驗過程與真實飛行過程中的加速自起動過程相似度極高，這也是與以往加速自起動實驗方法的顯著不同之處。

此外，暫沖式超聲速風(fēng)洞的有效工作時間通常能夠達到40s左右，有充足的時間完成實驗?zāi)Ｐ驼麄€旋轉(zhuǎn)過程。增加了前平板，在極限正攻角下進氣道能夠獲得相對更低的自由來流馬赫數(shù)，而在極限負攻角下進氣道能夠獲得相對更高的自由來流馬赫數(shù)。以風(fēng)洞實驗段上游m3.5噴管為例，當(dāng)實驗?zāi)Ｐ吞幱?8°正攻角時，前平板前沿斜激波后即進氣道上游來流馬赫數(shù)為m0＝2.42；而當(dāng)實驗?zāi)Ｐ吞幱?8°負攻角時，前平板前沿膨脹波束后即進氣道上游來流馬赫數(shù)為m0＝4.96。能夠獲得較為寬廣的進氣道上游來流馬赫數(shù)范圍。由于受到風(fēng)洞洞壁限制和風(fēng)洞運行堵塞度要求，實驗?zāi)Ｐ统叽缗c進氣道加速自起動實驗過程上游來流馬赫數(shù)范圍大小息息相關(guān)。模型越小，能夠獲得的進氣道上游來流馬赫數(shù)范圍越大。

本發(fā)明的有益效果：

本發(fā)明專利提出基于前平板的高超聲速進氣道連續(xù)變攻角自起動實驗方法，通過利用進氣道正下方的一塊平板來產(chǎn)生激波或膨脹波對進氣道前方的來流速度進行控制。該方法既能抑制風(fēng)洞運行前期的非定常效應(yīng)，又能在固定馬赫數(shù)風(fēng)洞中開展進氣道的連續(xù)變馬赫數(shù)的實驗。

附圖說明

圖1基于前平板的高超聲速進氣道連續(xù)變攻角加速自起動實驗方案極限正攻角下示意圖，圖中激波1、進氣道2、支撐3、觀察窗4、平板5、風(fēng)洞6；

圖2基于前平板的高超聲速進氣道連續(xù)變攻角加速自起動實驗方案極限負攻角狀態(tài)下示意圖，圖中膨脹波1；

圖3極限正攻角狀態(tài)前平板計算草圖；

圖4極負攻角狀態(tài)前平板計算草圖；

圖5基于前平板的高超聲速進氣道連續(xù)變攻角過程二維非定常仿真馬赫數(shù)云圖：α＝13°；

圖6基于前平板的高超聲速進氣道連續(xù)變攻角過程二維非定常仿真馬赫數(shù)云圖：α＝0°；

圖7基于前平板的高超聲速進氣道連續(xù)變攻角過程二維非定常仿真馬赫數(shù)云圖：α＝-10°；

圖8基于前平板的高超聲速進氣道連續(xù)變攻角過程二維非定常仿真馬赫數(shù)云圖：α＝-11.9°；

圖9高超聲速進氣道連續(xù)加速自起動二維非定常定常仿真馬赫數(shù)云圖：m0＝2.71；

圖10高超聲速進氣道連續(xù)加速自起動二維非定常定常仿真馬赫數(shù)云圖：m0＝3.48；

圖11高超聲速進氣道連續(xù)加速自起動二維非定常定常仿真馬赫數(shù)云圖：m0＝4.20；

圖12高超聲速進氣道連續(xù)加速自起動二維非定常定常仿真馬赫數(shù)云圖：m0＝4.35；

具體實施方式

下面結(jié)合附圖，對本發(fā)明提出的一種高超聲速進氣道實驗方法中前平板長度的確定進行詳細說明。

下面具體結(jié)合一種二元高超聲速進氣道給出前平板長度l(即進氣道前緣與前平板前緣之間的軸向距離)的計算方法。進氣道的捕獲高度為hi＝71.6mm，兩級外壓縮角依次為9°和11°，唇罩起始壓縮角δc為6°。進氣道喉道高度ht＝11.4mm，內(nèi)收縮比icr＝1.5，等直隔離段長度為7ht。首先由風(fēng)洞來流馬赫數(shù)m∞＝3.5以及進氣道所要求的前方的來流速度變化范圍(由事先通過數(shù)值仿真手段對該進氣道的加速自起動性能進行了研究，可得改進氣道在m＝2.75時即陷入了不起動流態(tài)；而在m＝4.40附近即可建立再起動流態(tài)。)。所以，針對該進氣道的加速自起動性能的研究，給出的進氣道與前平板的整體攻角變化范圍為：-13°～13°。則可得實驗?zāi)Ｐ驮跇O限正攻角下氣流經(jīng)平板壓縮的激波角β0＝27.2°。結(jié)合圖2工作原理圖，以下給出了前平板與進氣道在極限正攻角下，可得前平板長度的最小尺寸：

h2＝γ×(hi-l·sinα1)＝1.2×(71.6-240×sin9°)＝40.9mm

所以前平板的長度：l≥10ht

其中在計算過程中γ取1.2；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(shù)，h的值應(yīng)當(dāng)取大于前平板的邊界層厚度，而h的值可以通過預(yù)先的數(shù)值仿真取1.4ht。

結(jié)合圖3給出的極限負攻角下的工作原理圖，可得極限負攻角狀態(tài)下，氣流經(jīng)過前平板所產(chǎn)生的最后一道馬赫線后所對應(yīng)的當(dāng)?shù)伛R赫角μ＝12.9°；極限負攻角下進氣道第一級壓縮面對應(yīng)的激波角β1＝19.8°?？傻们捌桨彘L度的最小尺寸：

所以前平板的長度：l≥22ht

綜上，為了確保前平板在極限正攻角和極限負攻角下產(chǎn)生波系均不會干擾到進氣道入口處的波系，前平板的長度給定必須滿足以下關(guān)系式：

l≥22ht

應(yīng)用實例1：

(1)技術(shù)指標(biāo)：

設(shè)計工作狀態(tài)為馬赫6.0

(2)方案介紹：

設(shè)計了一個具有二級壓縮面的二元高超聲速進氣道，二道壓縮楔面角度分別為9°，11°，喉道高度ht＝11.4mm，進氣道隔離段長度為喉道寬度7倍，喉道內(nèi)收縮比icr＝1.5，唇罩起始壓縮角δc為6°，前平板與進氣道底部之間的間隔高度為1.4ht，前平板距第一級壓縮面起點處的距離為22ht。通過數(shù)值仿真動網(wǎng)格技術(shù)對進氣道模型整體連續(xù)旋轉(zhuǎn)過程進行了非定常二維數(shù)值仿真。

(1)數(shù)值仿真結(jié)果：

圖5～圖8給出了基于前平板的高超聲速進氣道連續(xù)變攻角過程的馬赫數(shù)云圖。在攻角α＝13°的初始狀態(tài)下，進氣道出現(xiàn)了二元高超聲速進氣道典型的不起動流場結(jié)構(gòu)。隨著攻角逐漸增加，不起動流場結(jié)構(gòu)逐漸被吞過喉道，當(dāng)α＝-11.90°時進氣道實現(xiàn)了起動。即此進氣道變攻角起動的極限來流條件為風(fēng)洞m3.5氣流經(jīng)前平板膨脹11.90°之后的氣流條件?？紤]到前平板邊界層發(fā)展對主流參數(shù)的影響，可進一步選取此時進氣道上游主流參數(shù)(m0＝4.33、p＝2114pa、t＝61k)作為加速自起動極限來流條件。為了考察進氣道加速自起動過程與這種基于前平板連續(xù)變攻角起動過程的相似性，對撤去前平板的進氣道模型緩慢加速自起動過程(來流靜參數(shù)分別選取p＝2114pa、t＝61k)進行了非定常數(shù)值仿真，加速度設(shè)置為1.5g/s，攻角為0°。圖7給出了高超聲速進氣道連續(xù)加速自起動過程的馬赫數(shù)云圖，圖9～圖12中m0＝2.71、m0＝3.48、m0＝4.20分別對應(yīng)于氣流經(jīng)過前平板攻角α＝13°、0°、-10°后進氣道上游氣流的馬赫數(shù)?？梢钥闯?，進氣道加速自起動馬赫數(shù)為m＝4.35，僅比連續(xù)變攻角起動馬赫數(shù)高0.02，相對誤差僅為0.5％。不僅如此，通過對比相應(yīng)狀態(tài)下的流動圖譜可知，這兩種起動過程的流場結(jié)構(gòu)經(jīng)歷的變化過程極為相似。所以從二維角度來看，本文提出的基于前平板的高超聲速進氣道連續(xù)變攻角加速自起動實驗技術(shù)方案初步可行。

本發(fā)明具體應(yīng)用途徑很多，以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實施方式，應(yīng)當(dāng)指出，對于本技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說，在不脫離本發(fā)明原理的前提下，還可以做出若干改進，這些改進也應(yīng)視為本發(fā)明的保護范圍。