[发明专利]冲压发动机进气道起动迟滞特性试验装置

说明书

技术领域

本发明涉及一种冲压发动机进气道起动迟滞特性试验装置。 

背景技术

冲压发动机是超声速推进系统的重要组成部分，而进气道是发动机的主要部件，其主要功能是为飞行器捕获发动机所需的质量流量和实现最大的总压恢复，其在飞行过程中的起动特性将直接决定发动机的工作范围。 

实际工作中，冲压发动机面临工作边界狭窄的问题。发动机在进气道起动边界附近工作时，其性能最好，但此时进气道有可能出现不起动。进气道不起动引起捕获流量和总压恢复急剧下降，导致燃烧室无法正常工作，这将会制约整个推进系统功能的发挥和性能的提高，甚至会使整个发动机不能产生推力，易引起动载荷，造成结构破坏，同时使飞行器难以控制，因此必须确定进气道起动边界。 

对超声速飞行器而言，飞行速度必将经历从低马赫数到高马赫数的变化过程，在巡航飞行中马赫数也会发生增大或减小的变化，在此过程中冲压进气道会出现“迟滞环”现象(影响高超声速进气道起动能力的因素分析，宇航学报)，该现象是指随着来流马赫数逐渐降低或来流马赫数逐渐升高,同样构型的进气道在两个过程中的起动特性是不同的，见附图1，图中实线为马赫数由低到高过程中进气道捕获 流量系数的变化情况，直到马赫数升高到2.2进气道才实现了自起动。虚线则为马赫数由高到低过程中流量系数的变化，马赫数降至1.5以前,进气道都是起动的。 

因此确定进气道起动马赫数成为设计者最为关心的问题。不起动/再起动过程中存在两个重要的马赫数：起动马赫数和再起动马赫数，见附图1中实线和虚线对应的流量系数突变的点。两个马赫数在一定程度上表征了进气道的工作范围以及进气道的再起动能力。 

由于国内超声速风洞大多都是下吹式运行方式，风洞启动的时候总压存在过调现象，无法模拟飞行器实际飞行中马赫数连续平缓增减的过程，风洞启动时进气道突然进入高速气流，来流对进气道有“冲击”作用，无法获得真实的“起动/再起动”马赫数，也无法获得进气道迟滞特性曲线。而且针对进气道起动迟滞特性的研究需要在一定范围内密集变化马赫数进行，而目前国内风洞无法达到上述要求，固壁喷管马赫数的最小间隔为0.25，柔壁喷管由于机构复杂也无法做到。因此如何在一定范围内实现进气道迟滞特性的风洞实验研究成为一项关键技术。 

发明内容

本发明提供了一种可进行进气道起动/不起动迟滞特性研究的试验装置，利用安装在风洞中的楔形激波板改变进气道的来流速度，通过调节激波板的角度为进气道提供马赫数连续改变的流场，根据纹影以及进气道沿程静压判断进气道的起动/不起动迟滞特性。 

本发明的冲压发动机进气道起动迟滞特性试验装置包括：激波板、驱动器、进气道实验模型、静压测量系统和纹影观测系统，所述激波板位于试验段入口或前段，所述激波板与所述驱动器做动的一端相连，所述驱动器稳固安装在试验段内的壁面上，并与控制器相连，所述进气道实验模型通过支杆安装在波后流场测试区域内。 

优选所述激波板以能够转动的方式与驱动器做动的一端连接，所述激波板的前端固定支撑，所述后端通过伸缩作动进行驱动。使得所述驱动器能够驱动所述激波板绕所述前端进行旋转运动。 

优选所述激波板迎风的一面平整光滑。 

优选当所述试验段的横截面为矩形时，所述激波板的平板宽度为所述试验段宽度，所述激波板的长度根据要产生变马赫数流场区域大小进行调整；当风洞为所述试验段横截面大于喷管出口的射流式风洞时，所述激波板的平板宽度大于喷管出口直径或宽度，长度根据要产生变马赫数流场区域大小进行调整。 

优选所述进气道实验模型的壁面设置有测压孔，并通过所述支杆安装在试验段中波后流场的测试区域内，所述支杆安装在风洞内改变进气道模型角度的机构上。 

优选所述静压测量系统包括测压耙、压力测量传感器和所述测压孔，所述测压耙安装在所述进气道实验模型的内腔，并与所述压力测量传感器连接。 

优选所述纹影观测系统包括纹影观测仪和观察窗。 

根据试验测得的进气道内流场沿程静压以及观察窗纹影显示，可以判断进气道起动/再起动马赫数。 

本发明与现有技术相比的优点如下： 

(1)本发明可实现在试验段形成一定区域马赫数连续改变的流场，而且可以对马赫数改变的速率和规律按照试验要求进行控制，在马赫数连续改变的整个过程中，马赫数变化连续平稳，流场品质均满足风洞试验流场品质要求。