接力马赫数下超燃冲压进气道风洞试验技术

摘要

在常规连续风洞中开展了某超燃冲压实时可调二元进气道在接力马赫数时的旋转唇口变几何试验研究,获得了接力马赫数Ma4下动态可调进气道的唇口旋转起动特性.试验通过测量并分析中心体子午面沿程压力分布,获得了旋转唇口引起的"起动＜一＞不起动"回路,同时得到了内收缩比引起"起动＜一＞不起动"迟滞圈.结果表明,唇口压缩角直接影响着进气道的起动性能,本研究进气道在唇口角4°是其自起动角,而8°是其不起动角;可旋转唇口进气道是可行的一种可调进气道风洞试验技术,是获得超燃冲压进气道接力马赫数下起动性能迟滞圈以及起动之后性能的一种有效技术途径,丰富了进气道风洞试验技术,也为宽工作范围可调超燃冲压进气道提供了借鉴.