宽范围定几何高超声速进气道自适应泄压控制研究

为适应定几何高超声速进气道宽马赫数范围工作要求，提出了一种利用气动原理实现自动开启与自动关闭的自适应泄压控制技术新概念，将其应用于定几何进气道可在满足起动性能的前提下显著提高进气道高低马赫数下的总体性能。.本项目将采用数值仿真与风洞试验相结合的研究手段对自适应泄压流道的流动机理、气动构型及关键设计参数的影响规律开展研究，初步建立自适应泄压系统与高超声速压缩系统设计之间的内在关系，获取高性能压缩系统设计方法与气动特性。.该项目紧密联系当前国内外定几何高超声速进气道研究中的气动难点，既有重要的创新价值，又有潜在的工程应用背景，对我国吸气式高超声速飞行器研究具有重要意义。

本项目针对宽范围定几何高超声速进气道高低马赫数下的总体性能与低马赫数自起动性能之间的固有设计矛盾提出并研究了一种利用气动原理实现自动开启与自动关闭的自适应泄压控制新概念，结合数值仿真分析了自适应泄压控制的气动原理，并就自适应泄压流道主要设计参数对进气道正常工况下的泄漏量及进气道性能的影响规律开展了较系统研究，获得了主要设计参数较优的取值范围。在此基础上，通过小尺度缩比模型的风洞试验验证了自适应泄压系统对改善大内收缩比进气道自起动性能的显著控制效果。. 此外，针对基于自适应泄压控制的高性能进气道研究了不同内收缩比下的自适应泄压控制系统一般设计方法，提出了一种总流通面积加权计算的开槽面积评估方法，并将研究成果成功应用于内收缩比高达2.57的大内收缩比二元高性能进气道设计中，大幅提高了定几何进气道高低马赫数下的总体性能。风洞试验表明，该项气动调节技术既可解决高性能进气道低马赫数下的起动问题又能显著提高进气道极限抗反压能力，这对提升宽范围定几何高超进气道性能有重要参考价值，可为吸气式高超声速飞行器的研制提供重要技术支撑。.