[发明专利]基于激波风洞的高超声速进气道自起动测试装置

说明书

技术领域

本发明属于高超声速推进技术领域，特别涉及高超声速进气道的自起动性能测试装置。

背景技术

高超声速进气道作为超燃冲压发动机的关键部件，对发动机的推力性能具有至关重要的影响。当燃烧室反压过高、飞行攻角过大或飞行速度过低时，高超声速进气道可能会出现不起动的流动现象，导致进气道阻力大幅提高，流量急剧降低，发动机会损失其推力性能，且严重影响飞行器的升阻特性。因此，高超声速进气道的一个基本设计要求即为具有自起动能力。

Kantrowitz曾从理论上给出了进气道起动的最大面积收缩比限制条件[参见Kantrowitz A.，Donaldson C.，Preliminary Investigation of Supersonic Diffusers，NACA WRL-713，1945]，但由于其假定的起动过程为正激波吞入流态，与高马赫数下进气道起动过程存在较大偏差，许多高超声速进气道超过了此限制条件，仍可以起动[参见Van Wie D M，Kwok F T，Starting Characteristics of Supersonic Inlet，AIAA 96-2914]。因此，高超声速进气道的自起动性能主要依靠试验手段考核。

进气道自起动考核试验一般需要在进气道下游连接可调喉道，首先缩小喉道形成高的反压，产生进气道不起动流动现象，之后扩大喉道使得高反压条件消失，检测进气道流态是否恢复至起动状态，以判断该进气道是否具有试验条件下的自起动能力[参见Hui-jun Tan，Shu Sun，Oscillatory Flows of Rectangular Hypersonic Inlet Unstart Caused by Downstream Mass-Flow Choking.Journal of Propulsion and Power，2009，25(1)；Rodi P.E.，Emami S.，Unsteady Pressure Behavior in a Ramjet/Scramjet Inlet.Journal of Propulsion and Power，1996，12(3)]。通常这一过程需要一定的调节时间，而只能在秒量级运行时间的下吹式风洞上开展。

激波风洞运行成本较低，快捷方便，一般喷管直径(实验区面积)也较连续下吹式风洞大，在高超声速进气道的研究中发挥了重要作用。但由于其稳定运行时间为毫秒量级，上述常规的自起动试验考核手段无法应用。中国科技大学利用在隔离段内放置轻质堵塞物的方法诱发进气道不起动现象，随轻质堵塞物被气流吹出来考察进气道自起动特性[参见李祝飞，黄舶，杨基明等，激波风洞中高超声速进气道起动问题实验研究，第三届高超声速科技学术会议，2010]。但这一试验过程中堵塞物一直处于运动状态，即下游膨胀波不断前传，进气道不起动阶段不存在拟稳定周期性流动形态(即不受下游干扰的周期性喘振流动，且稳定工作时长大于其周期)。因此这一试验模拟手段的有效性、可重复性无法保证。

发明内容

针对现有技术存在的问题，本发明的目的在于提供一种基于激波风洞的高超声速进气道自起动测试装置，能够模拟进气道不起动阶段的拟稳定周期性流态，且具有足够时长，并在设定的时间范围内考察进气道自起动特性，保证了自起动试验的有效性及可重复性。

本发明的一种基于激波风洞的高超声速进气道自起动测试装置包括：

高超声速进气道，设置在风洞试验舱内，所述高超声速进气道的入口端与所述风洞实验舱的风洞喷管相对；

膜片，通过夹膜装置安装在所述高超声速进气道的出口端；

电阻丝，设置在所述膜片上；

延时点火装置，在检测到所述风洞喷管的压力信号时，根据预设的延时时间，对所述电阻丝导电，并将所述膜片烧蚀。

优选地，所述延时点火装置包括：

皮托压测量探针，设置在所述风洞喷管上；

延时脉冲信号发生器，检测所述皮托压测量探针输出的压力信号，当检测到有压力信号输出时，在设定的延迟时刻输出脉冲信号；

脉冲高能点火器，接收到所述延时脉冲信号发生器输出的脉冲信号后，使所述电阻丝导电，从而将所述膜片烧蚀。

优选地，所述膜片为涤纶膜片。

本发明解决了利用激波风洞开展高超声速进气道自起动特性研究的试验手段问题，可模拟进气道不起动阶段的拟稳定周期性流态，且具有足够时长，并在设定的时间范围内考察进气道自起动特性，保证了自起动试验的有效性及可重复性。

附图说明