[发明专利]一种高超声速进气道激波封口的自适应控制方法

权利要求书

1.一种高超声速进气道激波封口的自适应控制方法，其特征在于包括下述步骤：

步骤一：根据高超声速飞行器工作马赫数和飞行高度，查询标准大气参数表获得进气道工作气流静压、静温，并以n个非设计工况下的马赫数及气流静压、静温作为来流条件对高超声速进气道进行地面风洞试验；

步骤二：在风洞试验中，给定步骤一的来流条件，当来流静压恒定后，通过纹影测量技术获得进气道波系与进气道唇罩的水平距离x_i，其中i＝1，2，3，…n；

步骤三：通过测力天平获得进气道压缩面沿气流方向的阻力F_i；

步骤四：计算各个工况下所需弹性系数k_i＝F_i/x_i；

步骤五：将步骤四中各个工况下所需弹性系数利用公式(k₁+k₂+…+k_n)/n计算均值，均值作为弹性装置的弹性系数；

步骤六：选用与步骤五中获得弹性系数相同的弹性装置，弹性装置安装在进气道压缩面和发动机机体之间，并进行高超声速进气道激波封口自适应控制的地面试验验证，如果进气道压缩波系打到上唇罩，即实现激波封口，则高超声速进气道激波封口的自适应控制系统设计结束；如进气道压缩波系未打到上唇罩，即未实现激波封口，返回步骤二重新确定弹性系数，直至实现激波封口。