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摘要
涡轮基组合循环排气系统在稳态工作与模态转换动态过程中性能参数和流场结构的变化规律会对高超声速飞行器总体性能产生巨大影响。为此开展了稳态与动态风洞模型实验研究，测量了喷管模型的流量、六分量力、壁面压力，并拍摄了典型的流场结构纹影照片。采用核密度估计的方法确定了稳态推力系数的测量结果；采用中值滤波结合平滑函数处理的方法获得了模态转换过程的推力系数和矢量角。稳态实验分别固定涡轮通道和冲压通道压比，调节另一通道压比，由于被调节的通道随压比增大从过膨胀逐渐转变为欠膨胀，所以推力系数呈先增大后减小的趋势；双通道喷流干扰产生的桶型激波撞击在涡轮通道上壁面上，改变了壁面压力分布。模态转换动态实验模拟了冲压发动机点火后双通道共同工作加速爬升的过程。在此期间推力系数逐渐减小，矢量角不断增大，且变化趋势与理论分析结果一致；双通道喷流干扰显著改变了冲压通道射流方向。无论是稳态实验还是动态实验，测力结果、测压结果、流场结构纹影照片以及理论分析结果都能互相印证，佐证了实验结果的准确性和可靠性。
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