[发明专利]一种进气道反压装置以及在进气道中形成反压分布的方法

说明书

本发明提供一种进气道反压装置。所述反压装置位于所述进气道的隔离段与下游出口之间，所述反压装置包括：高压进气孔、至少两个集气腔、射流孔、电子控制减压阀、高压气源腔、计算机控制系统、同步器、电磁减压阀控制信号线以及集气腔压力反馈信号线。其中：所述高压气源腔经由所述高压进气孔向所述集气腔提供高压气源，并且由位于所述高压气源腔上的所述电子控制减压阀来控制所述高压气源的射流；所述集气腔的内壁设置有所述射流孔，通过所述射流孔喷射所述高压气源；所述集气腔内部为连通结构，所述连通结构内各处气压相等。

技术领域

本发明涉及飞行器进气道领域，尤其是涉及一种进气道反压装置以及在进气道中形成反压分布的方法。

背景技术

吸气式高超声速飞行器是未来飞行器的发展方向，其动力装置超燃冲压发动机由进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管等构成。目前对于高超声速飞行器的研究，主要方法有数值仿真与风洞实验。在进行进气道的相关风洞实验中，有一个重要的特征是，需要模拟燃烧室燃料燃烧时产生的高压环境，即进气道出口段的反压。

目前，在实验中，对反压的模拟主要采用的是物理堵塞的方式，即在进气道出口处设置一堵塞锥，通过物理堵塞气流的方式，产生与燃烧室一定的反压等效的效果。

然而，机械式堵塞的方法，产生的反压空间分布较为均匀，且在同一次试验中不易改变，对燃烧反压的模拟不够真实有效。

另一种方案是在进气道出口处喷横向的高压气，以此产生等效的反压效果；这种方法采用的较少，但是其对燃烧室反压的模拟效果较物理堵塞的方式更好。

现有的横向射流模拟反压的方法，仅限于喷注气流，模拟的反压空间分布不具有可变性，与实际的燃烧室反压空间分布不稳定性的特点不吻合，并且模拟的反压情况局限性较大，无法实现反压在出口处的空间分布可变性的特点。

发明内容

本发明的目的在于提供一种进气道反压装置以及一种在进气道中形成反压分布的方法，以解决现有技术中存在的上述技术问题。

本发明第一方面提供了一种进气道反压装置。所述反压装置位于所述进气道的隔离段与下游出口之间，所述反压装置包括：高压进气孔、至少两个集气腔、射流孔、电子控制减压阀、高压气源腔、计算机控制系统、同步器、电磁减压阀控制信号线以及集气腔压力反馈信号线。其中：所述高压气源腔经由所述高压进气孔向所述集气腔提供高压气源，并且由位于所述高压气源腔上的所述电子控制减压阀来控制所述高压气源的射流；所述集气腔的内壁设置有所述射流孔，通过所述射流孔喷射所述高压气源；所述集气腔内部为连通结构，所述连通结构内各处气压相等。

根据本发明第一方面提供的装置，利用所述高压气源的射流增强所述进气道中的质量流量，以获取所述反压装置的反压效果。

根据本发明第一方面提供的装置，获取所述反压装置的反压效果具体包括，通过调节各个所述集气腔的射流孔的射流时序和射流力量，以在所述进气道中形成非对称的反压分布。

根据本发明第一方面提供的装置，调节所述集气腔的射流孔的射流时序具体为，由所述计算机控制系统控制所述同步器，经由所述电磁减压阀控制信号线，向所述电子控制减压阀发送脉冲时序信号，以控制所述高压气源的射流时序。

根据本发明第一方面提供的装置，调节所述集气腔的射流孔的射流流量具体为，由所述集气腔的总压调节所述射流孔的射流流量：

其中，K为常数，p₀和T₀分别为所述集气腔内的总压和总温，当射流的喷射速度为声速时，q(λ)＝1，σ为所述射流孔的面积。

根据本发明第一方面提供的装置，所述反压装置的构型为方形或圆形。