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摘要
高超声速飞行器迎角振荡与燃烧引起的反压振荡共同作用会对高超声速进气道的工作状况产生重要影响,本文通过壁面测压、高速纹影等方法,开展了稳态迎角与动态反压、动态迎角与稳态反压、动态迎角与动态反压三种条件下超声速进气道气动特性的试验研究。研究结果表明,进气道迎角变大时,气流偏转角变大,前体压缩波系增强,进口马赫数降低,下游反压增大,会使进气道更容易进入不起动状态;进气道在迎角和反压同时发生动态变化的条件下,比单一变化时更容易不起动;在进气道出现激波串之前,截流面积比增加并不会造成反压增大;截流面积增大的速率越高,进气道不起动时的截流面积比越大;进气道的喘振频率与迎角大小有关,当截流面积比相同时,进气道在大迎角时喘振频率更高;当动态迎角滞后于动态反压较大相位差时,进气道在更大的迎角下才发生不起动,表明进气道能在更大的迎角下正常工作;但当进气道不起动后,进气道需要在达到更小的迎角时才能实现再起动。
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