[发明专利]一种高超声速进气道自起动能力检测装置

说明书

本发明公开了一种高超声速进气道自起动能力检测装置，包括：导轨，所述导轨的一端设于高超声速进气道模型的内流道内，且所述导轨与所述内流道的轴线平行；堵块，可滑动地设于所述导轨；在所述内流道内气流的作用下，位于所述内流道内的所述堵块能够沿所述导轨滑动至所述内流道外。上述高超声速进气道自起动能力检测装置，不仅可以控制堵块的运动形式，而且可以回收堵块，使其可以再次使用，保证了堵块堵塞作用过程的可重复性。

技术领域

本发明涉及流体力学技术领域，特别涉及一种高超声速进气道自起动能力检测装置。

背景技术

以超声速燃烧(超燃)冲压发动机为动力装置的吸气式高超声速飞行器，为获得较好的性能，要求作为其气流捕获、压缩部件的高超声速进气道具有良好的自起动能力，即当导致进气道不起动的因素消除后，不需要额外的辅助起动措施，进气道也能够恢复为起动状态(再起动)。然而，来流马赫数过低、攻角过大、进气道反压过高等飞行和操控因素，都可能造成进气道不起动，严重影响飞行安全。为了降低飞行试验中遭遇进气道不起动的风险，在地面风洞实验中检测高超声速进气道的自起动能力，成为一项重要的风洞实验测试技术。

鉴于高超声速风洞在一次吹风实验中连续可控地改变来流马赫数的困难，通常在固定来流马赫数的条件下，进行进气道自起动能力检测实验。常规高超声速风洞的实验时间较长，可达秒至数十秒量级，借助传统的步进电机、电磁阀等作动机构，开展进气道自起动能力检测实验相对容易。有学者在常规高超声速风洞中，通过移动进气道的唇罩、连续改变进气道的攻角、移动进气道下游模拟进气道反压的节流堵锥、在进气道下游喷射高压气体节流等措施，先迫使进气道不起动，然后移除相应的进气道不起动因素，并将进气道再起动作为认定在类似条件下进气道具有自起动能力的依据。

以激波风洞为代表的地面脉冲型风洞实验设备，以其建造和运行费用相对较低，运行方式灵活，可以为大尺度进气道提供高焓气流的优点，在高超声速飞行器研究领域发挥着重要的作用。然而，激波风洞的实验时间短暂，通常仅毫秒到数十毫秒量级，常规高超声速风洞中的进气道自起动能力检测技术，无法直接“移植”应用于激波风洞。因此，激波风洞面临进气道自起动能力检测实验方法的挑战。

在现有技术中，某些学者通过在进气道喉道处设置快速滑动阀门，迫使进气道出现不起动，并在激波风洞中检测进气道的自起动能力。然而，这种快速滑动阀门，不仅其技术难度大，而且还需要针对具体的进气道构型进行专门设计，其通用性受限。还有学者通过在进气道下游的隔离段下壁面预先放置轻质堵塞物，先迫使进气道出现不起动，待堵塞物被吹出进气道后流道恢复畅通，继而检测进气道的自起动能力。虽然这种检测方法简便，但是，轻质堵塞物的几何形状不规则，堵塞物的放置方式较随意，堵塞物的移动规律不明确，堵塞物的运动形式不能有效控制，堵塞物也不可以回收后再次使用。这些因素，都导致堵塞物作用效果的可重复性较差。除此之外，某些学者采用预先安装涤纶膜片封闭进气道出口，先迫使进气道不起动；然后，在实验过程中使用脉冲高能点火器使涤纶膜片破裂，打开进气道出口，检测进气道的自起动能力。然而，这种测试装置每次实验需要重新安装涤纶膜片，并且使用脉冲高能点火器给控制方式和安全性带来一定的困扰。因此，在以激波风洞为代表的脉冲型风洞中，高超声速进气道自起动能力检测的实验方法需要进一步提高。

发明内容

本发明的目的是提供一种高超声速进气道自起动能力检测装置，该高超声速进气道自起动能力检测装置可以重复使用，能够在激波风洞有效实验时间的初期迫使进气道不起动，并在激波风洞有效实验时间内检验高超声速进气道的自起动能力。

为实现上述目的，本发明提供一种高超声速进气道自起动能力检测装置，包括：

导轨，所述导轨的一端设于高超声速进气道模型的内流道内，且所述导轨与所述内流道的轴线平行；

堵块，可滑动地设于所述导轨；在所述内流道内气流的作用下，位于所述内流道内的所述堵块能够沿所述导轨滑动至所述内流道外。