管道对进气道动态总压测量影响修正方法

进气道实验需要测量进气道出口截面的动态总压，当动态压力传感器与测点之间存在管道时，动态总压测量值与真值之间存在较大误差，进而会影响进气道出口截面湍流度的测量精度。通过在中国空气动力研究与发展中心涡轮动力模拟器校准箱的实验，系统地研究了管道对动态总压和湍流度测量的影响。实验结果表明:管道对动态总压和湍流度测量的影响非常严重，动态总压脉动量频域值可被放大10倍以上，湍流度可以放大2.8倍以上。基于修正耗散模型，通过实验结果对修正耗散模型进行了标定，并提出了动态总压管道影响修正方法，修正方法能够有效减小管道所引起的测量误差。      

BUMP进气道喘振特性研究

本文通过分析用BUMP作为压缩面的进气道实验结果，研究了这种进气道的喘振特性。研究表明，BUMP进气道具有很强的防喘特性，因此合理的设计可避免进气道发生喘振。     

高超声速内转式进气道流动的壁面丝线显示

针对风洞实验观测高超声速内转式进气道内部流动困难,不易获得内流道三维激波/边界层干扰主导的复杂流场结构的问题,通过拓展壁面丝线流动显示技术的潜力,在Ma∞5.9激波风洞中,借助高速摄影实时拍摄丝线流谱,并结合纹影、壁面压强测量以及数值模拟分析,验证了丝线的动态响应特性,丰富了内转式进气道的观测技术,获得了进气道的流场结构。采用预设堵块实验方法,在激波风洞中考核了内转式进气道模型的自起动能力。结果表明,直径约为0.1 mm,长度约为15 mm的402号涤纶/棉缝纫线的跟随性较好,能够直观、动态地显示出壁面流动分离区的范围,为判断内转式进气道是否起动提供了依据。内转式进气道模型在实验条件下能够自起动,起动状态下进气道唇口附近的波系结构以及前体压缩面的丝线流谱和压力分布与数值模拟符合较好。     

二元高超声速进气道动态攻角特性风洞实验

为了研究攻角导致的来流定常/非定常变化对二元高超声速进气道性能的影响,在马赫3.85条件下,对一个设计马赫数为6.0的二元高超声速进气道进行了动态攻角变化的风洞实验。实验中,攻角在0°～8.2°连续变化,动态频率最大达到9.3Hz。实验研究表明:攻角在0°～8.2°连续变化过程中,进气道始终保持着起动状态;攻角增加使进气道出口增压比逐渐上升,流量系数、出口总压恢复系数和出口马赫数逐渐降低;在保持起动状态的攻角连续变化过程中,振荡的二元高超声速进气道其性能变化趋势与准稳态时相似,攻角的动态变化未对进气道性能产生显著影响。     

基于滑动多缝板的高超声速进气道不起动振荡流态控制实验研究

针对高超声速进气道的不起动振荡现象,提出了一种基于滑动多缝板的进气道不起动振荡控制概念,并对相关控制方案以及流动机理开展了风洞实验研究。实验中采用高速纹影技术和动态压力测量技术对整个控制过程中的瞬态流动结构和壁面动态压力信号特征进行了记录。结果表明:无论是在喉道后的唇罩上还是喉道前的压缩面上设置多缝板,均可在进气道不起动时通过泄流平衡进气道进出口流量差,进而达到抑制振荡的目的;随着多缝板的开启,进气道内的压力振荡幅度均不断减小,但是振荡频率的变化却并不相同,相较唇罩开缝方案中的频率保持不变,压缩面开缝方案中的振荡频率将随着通道内亚声速区的不断增大而升高;此外,压缩面开缝方案相较唇罩开缝方案能够对不起动过程中产生的分离包卸除,因而能够增强进气道的再起动能力。     

二维超音速进气道性能实验研究

介绍几何喉道上游具有不同进口侧板、不同槽宽的附面层吸除槽和槽腔出口不同放气孔面积的二维超音速进气道,在自由流马赫数:Ma_∞=1.793,2.037,2.292,2.557;攻角:α=0°,3°,6°,10°,-6°条件下的实验研究结果。讨论了零攻角下,有无吸除时进气道的流型、性能和不同侧板、吸除槽宽、放气孔面积对进气道性能的影响。分析了二维超音速进气道的攻角特性;描述了进气道结尾波系随下游反压增高时的波系演变图案,录相显示了具有一定槽宽、一定吸除量的实验模型具有连续的气动特征,如同全外压式进气道那样,结尾波系从超临界连续地通过槽区到达亚临界。     

攻角动态变化的侧压式进气道风洞实验

在Ma=3.85的风洞中,对一个设计Ma=6起动Ma=2.5的侧压式进气道完成了攻角从0°→8°→0°的连续吹风实验.实验结果表明:0°攻角时进气道顺利起动,当攻角增大到5.7°时,进气道出现不起动;之后在8°到0°的变化过程中,在5.4°时又恢复了起动.另外,随着攻角的增加,流量系数在起动状态下缓慢减小,在不起动状态下急剧减小.实验中还进行了攻角0°→4°→0°的动态连续吹风实验,进气道全程都处于起动状态.      

带前体压缩的前掠侧压式进气道实验及数值研究

为提高侧压式进气道流量系数，设计了一种前机身顶压与侧压相结合的前掠侧压式进气道，在马赫5．3小高超风洞中完成吹风实验，并用FLUENT软件对进气道流场进行了数值模拟，分析了主要流动特征，获得了进气道基本性能。实验结果表明，马赫5．3设计状态下，这种前掠侧压式进气道的流量系数可以达到0．85以上，比一般后掠进气道提高20％左右。通过数值及实验研究发现，进气道下游隔离段内由于上下壁面的巨大压差导致顶板对称面两侧出现对涡，涡面将隔离段内的流动分为高速高能区与低速低能区两种流动。     

高超声速进气道内激波－边界层干扰研究

为了研究高超声速进气道内激波干扰和流场结构，对一个二维进气道模型在中国空气动力研究与发展中心超高速所风洞流场中进行了实验（Ｍ＿∞＝５．０，Ｒｅ＿∞＝７．５×１０￣６ｍ￣（－１））。采用纹影方法，结合压力测量对进气道内流结构进行诊断，同时用Ｙｅｅ的ＴＶＤ有限差分格式通过求解二维Ｎ─Ｓ方程对相应实验状态下的进气道内流场进行了数值模拟。风洞实验与数值模拟取得了较好的一致。进一步的分析还表明高超声速进气道内的激波─边界层干扰对进气道性能有很大的影响。     

隐身外形飞行器用埋入式进气道的设计与风洞实验研究

本文为隐身外形飞行器用埋入式进气道发展了一套设计方法。该方法的理论基础是埋入式进气道进气机理和气动S弯概念,其关键技术包含通道中心线设计、横截面面积变化规律设计以及横截面形状设计等,各技术可以方便地用数学方法加以描述,整个方法易于编程实现。并结合一种隐身外形无人机提出了埋入式进气道方案,通过实验得到了此类隐身外形飞行器用埋入式进气道的气动特性。结果表明,所提出的埋入式进气道方案可行,所设计的模型进气道性能良好,所发展的设计方法合理。同时验证了埋入式进气道进气机理的正确性,也表明隐身外形飞行器与埋入式进气道的组合方案具有十分光明的应用前景。     

喷流反压模拟技术及在高超声速进气道实验中的应用

为研究高超声速进气道的反压特性以及不起动/再起动特性,提出了一种凹腔喷流反压模拟技术,在实验过程中通过控制阀门的开度可方便地且迅速地调节进气道的出口反压.利用该技术,还对一种马赫数为7级的轴对称高超声速的反压特性及不起动/再起动特性进行了研究,展示了该技术的实用性.结果表明:(1)所提出的凹腔喷流技术可在进气道下游形成较为均匀的、可控的背压环境,因此可用于进气道的反压特性研究;(2)适当调节凹腔的喷流总压,并在实验中实时控制阀门的开度,凹腔喷流技术能够在较短的风洞实验时间内(约8 s)实现进气道起动、不起动、再起动流态之间的切换,因此可用于进气道的不起动/再起动特性研究.      

侧板构型对高超侧压进气道起动性能的影响

为了考察侧板构型对高超侧压进气道起动性能的影响,对相同收缩比下侧板分别为前掠和后掠构型的进气道开展了Ma=4来流下的风洞实验及相应的数值模拟研究。实验结果表明,侧板后掠进气道的起动性能优于侧板前掠构型,实验中侧板后掠进气道能够在+2°攻角时实现起动,而侧板前掠进气道仅能在-2°攻角时起动。对流场进行的数值模拟结果表明,侧板后掠进气道不但比侧板前掠进气道具有更高的内收缩段入口马赫数,而且交汇后的侧板激波与底板边界层干扰的强度较弱,使得边界层不易分离,两方面因素共同作用使得侧板后掠进气道的起动性能显著优于侧板前掠构型。     

Busemann进气道风洞实验及数值研究

为了获得Busemann进气道的流场特性和总体性能，利用内锥形流场生成了设计马赫数为5．3，收缩比为8的具有乘波构形的Busemann进气道，对该进气道进行了数值模拟和Ma为5．3的吹风实验，实验测量了进气道内的沿程静压分布和出口截面的皮托压力，分析了进气道的压缩特性和乘波特性，获得了进气道的基本性能参数。实验结果表明：该进气道流量系数为0．58，出口马赫数1．4，总压恢复0．217，增压比37．6。     

炮弹固冲增程发动机进气道的风洞实验研究

进气道是冲压发动机的重要部件,它的性能关系着炮弹冲压增程发动机性能的好坏。文章阐述衡量炮弹固体燃料冲压增程发动机进气道性能的指标,介绍冲压发动机进气道的分类,着重给出了某炮弹固冲增程发动机混压式双锥进气道在马赫数2．0096时的风洞实验结果,并进行了详细的分析。研究表明,实验马赫数2．0096时,在进气道有效流通面积范围内,随着进气道有效流通面积的减小,总压恢复系数增加;随着弹体迎角的增加,总压恢复系数降低。     

新形式进气道实验的特点与方法

本文根据近期新形式进气道的特点，总结了一些做该种类实验的方法与注意事项。     

脉冲风洞中进气道起动过程试验研究

在马赫8炮风洞中开展了不同初始真空压力条件下风洞喷管启动过程对侧压进气道启动的影响研究。通过调节进气道几何收缩比和风洞运行的初始真空压力,完成了收缩比分别为2,4.25,5.56,初始真空压力变化范围为60 Pa~3 kPa的多种工况测压、纹影实验。实验数据表明,当收缩比较小时,即使初始真空压力很高,甚至严重影响了风洞的有效运行时间,进气道也能够启动;当进气道收缩比较大时,炮风洞喷管启动过程会影响进气道启动,即进气道是否启动受风洞初始真空压力变化而十分敏感。     

高超声速咽式进气道起动特性研究

为了研究高超声速咽式进气道在非设计迎角以及低马赫数下的起动性能,利用流线追踪生成了设计马赫数Ma=7,具有8-7无粘基本流场（即俯仰平面内的斜激波由和自由来流呈8°夹角的斜压缩面产生;偏航平面内的斜激波由和自由来流呈7°夹角的斜压缩面产生）的咽式进气道,并对边界层修正前后的两种咽式进气道进行了数值模拟和高超声速风洞实验。实验观测和记录了各个来流条件下进气道模型唇口的激波系结构,测量了沿进气道模型上下壁面中心线从气流进口到出口的沿程静压分布。结果表明：迎角的增大和来流马赫数的减小都会对进气道的起动性能造成不利的影响,通过对咽式进气道进行边界层修正,可以提高进气道的总压恢复系数,减小内收缩比,从而扩宽进气道起动的马赫数以及迎角范围,对进气道设计有着积极的作用。     

一种隐身外形弹体下埋入式进气道的进气机理与低速实验研究

对一种低雷达散射外形弹体下埋入式进气道的某设计方案进行了进气机理研究和低速气动实验研究。实验模型为低雷达散射的多边形弹体和埋入式进气道的组合。由于平面上的埋入式进气口进气困难，因此模型采用了由矩形进口逐渐过渡为圆形出口的进气道。通过对模型的CFD流场数值分析揭示了该平面上埋入式进气道的进气机理是进口侧梭产生涡，涡卷吸进气。通过对模型的低速气动实验研究获得了该埋入式进气道的流量特性以及气动特性随迎角和侧滑角的变化规律。结果表明，本研究所给出的进气道在低速气动实验时具有良好的流量特性和气动性能，较好地解决了埋入式进气道在平面弹身上难以进气的问题。因此可以推断，本文提出的埋入式进气道与低雷达散射弹身一体化设计具有光明的应用前景。     

下颔式进气道实验研究

为了验证下颔式进气道 /前机身一体化设计方案的合理性及其进气道性能 ,对下颔式进气道 /前机身一体化设计方案进行了实验研究。测出了进气道总压恢复系数、畸变指数随流量系数、攻角、侧滑角的变化规律。结果表明 ,进气道性能较好 ,进气道 /发动机匹配良好。最后提出了下颔式进气道的进一步改进措施     

一种高超声速进气道加速自起动的实验方法

为了探寻在地面常规暂冲式风洞中开展高超声速进气道加速自起动实验的可行性,提出了基于前遮板的高超声速进气道连续变攻角加速自起动实验方法。该实验方法通过将安装有前遮板的进气道模型在风洞实验段整体从极限正攻角旋转至极限负攻角,前遮板会产生激波对远前方气流减速,或产生膨胀波对远前方气流加速,而位于前遮板下游的进气道即可获得加速自起动过程所需连续加速的来流条件。通过数值仿真对所提出的加速自起动实验方法进行了验证。研究结果显示:以2(°)/s的角速度整体旋转基于前遮板的高超声速进气道模型,其起动马赫数与高超声速进气道自身加速自起动马赫数相差在1%以内,表明基于前遮板的高超声速进气道连续变攻角加速自起动实验方法能够被用于在常规暂冲式风洞中开展高超声速进气道加速自起动实验研究。