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高超声速脉冲风洞进气道试验技术研究

宫建  
【摘要】: 冲压发动机独特的高速冲压原理造就了其重量轻、体积小、结构简单、性能好等优点,广泛地应用于各种高速飞行器。进气道作为冲压发动机的重要组成部分,其主要作用是引入空气,实现压缩过程,进气道的性能好坏与发动机的特性优劣密切相关。风洞模拟试验是进气道性能设计和评估的重要研究手段,其目的在于研究进气道的合理流道型面,气体动力学特性和与发动机的匹配特性。试验可直接为进气道方案设计提供技术支持,也可为数值模拟提供参考。 随着现代高超声速吸气式飞行器的发展,特别是军事上对飞行器高速远航程的迫切需求,对冲压发动机技术提出了新的挑战。长时间低热流的加热环境会使飞行器的总加热量很大,热载荷对弹载仪器设备影响变得越发显著。激波风洞在热流载荷的测量方面有着独有的优势:在激波风洞中能同时模拟高速高焓或高雷诺数;风洞实验时间短,试验中模型温度变化小,可以认为是室温;模型侧向热传导小,能真实反映热流分布规律;能保持传感器不被高热流烧坏。 本文主要研究激波风洞用于进气道试验的实验技术,试验目的在于探索进气道模型在激波风洞中热流、压力载荷测量实验和进气道试验的试验方法,并验证其可行性。根据风洞特点和试验需求,设计了一种头部进气的定几何混压式轴对称进气道模型,分别设计了外流全弹通气模型、内流进气道模型,制定了内外流结合的试验方案,在航天十一院FD-20a高超声速脉冲风洞中首次进行了亚燃进气道试验。试验得到了热流、压力载荷的分布数据和部分进气道参数。 本文通过对纹影照片的判读和试验数据分析确认激波风洞进气道模型的内流流场得到建立。通过实验数据分析可知高超声速脉冲风洞可以进行亚燃超声速进气道试验,且试验约束较少;脉冲风洞的进气道模型可以设计得比同口径常规风洞大,可以避免缩比后流道的绝对尺寸过小带来的问题;常规风洞进气道试验出口参数的调节方法仍然可以用于脉冲风洞;超声速进气道内流热流试验精度与常规测热试验的精度相当。在内流应用压力—热流比拟法处理数据时出现新的特点,必须分区进行,并选取各分区对应的参考点。 试验摸索出一套完整的脉冲风洞进气道试验和数据处理方法,为今后脉冲风洞进行进气道试验奠定了基础。


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