進氣道的內外流動十分複雜，特別是有攻角和側滑角下帶彈體的超聲速進氣道內外流動，幾乎涉及亞、跨、超聲速流中的各種氣動問題。要解決這些複雜流場，離不開數值計算和風洞實驗。目前，對於超聲速進氣道流場和性能的數值計算，只有進氣道超聲速段的計算結果，較為精確實用。至於亞聲擴壓段內流場，由於氣流黏性效應，附面層與激波的相互干擾和流動分離等因素，目前還無法精確計算。當然，有一些進氣道局部流場採用數值計算可以預估，但也需實驗驗證。數值分析方法可以簡化進氣道風洞實驗內容，減少實驗次數。但不能完全取代風洞實驗。為了給彈體一發動機一體化設計提供可靠的、性能良好的進氣道。除了進行必要的數值分析計算外，通常必須進行進氣道模型的選型實驗。至於進氣道的一些專題性研究，更需用風洞實驗來驗證。
基本介紹
- 中文名：進氣道風洞
- 外文名：Inlet wind tunnel
- 所屬領域：動力學
- 套用：進氣道風洞試驗
- 試驗方法：模擬的或模擬／數字混合式
- 目的：總壓恢復係數與流量係數關係
進氣道風洞試驗,試驗方法,用途,
進氣道風洞試驗
該階段的主要工作是開展進氣道第一期和第二期低、高速風動試驗，根據試驗結果最佳化和初步凍結進氣道的設計方案。
(1)進氣道第一期低速風洞試驗
①選擇試驗風洞，根據風洞試驗段尺寸和規範確定試驗模型比例；
②與發動機研製單位協調進氣道測量截面的位置、總靜壓測點和動態總壓測點的分布與形式；
③根據模型比例，確定動態總壓感測器的頻率回響範圍；
④根據進氣道外形和影響進氣道進口流場的部分飛機外形，使用工程設計軟體設計全金屬進氣道試驗模型；
⑤處理模型加工中的設計問題；
⑥確定進氣道低速試驗的試驗風洞，協調模型安裝和測試要求，保證模型姿態變化範圍內進氣道進口始終都處於試驗段核心流區域內；
⑦確定試驗內容，編寫進氣道第一期低速風洞試驗的試驗任務書，該任務書應充分反映幾何參數變化對進氣道性能的影響；
⑧確定測試參數，編寫進氣道低速風洞試驗計算任務書；
⑨參加低速風洞進氣道試驗，保證試驗結果數據的準確度和精度；
(2)進氣道第一期高速風洞試驗
①選擇試驗風洞，根據風洞試驗段尺寸和規範確定試驗模型比例；
②與發動機研製單位協調進氣道測量截面的位置、總靜壓測點和動態總壓測點的分布與形式；
③根據模型比例，確定動態總壓感測器的頻率回響范同；
④根據進氣道外形和影響進氣道進口流場的飛機外形，使用工程設計軟體設計全金屬進氣道試驗模型；
⑤處理模型加工中的設計問題；
⑥確定進氣道高速試驗的試驗風洞，協調模型安裝和測試要求，模型姿態變化範圍內進氣道進口始終都在試驗段核心流區域內；
⑦確定試驗內容，編寫進氣道第一期高速風洞試驗的試驗任務書，該任務書應充分反映幾何參數變化對進氣道性能的影響，並對進氣道/發動機穩定工作性能做出重點安排；
⑧確定測試參數，編寫進氣道高速風洞試驗任務書；
⑨參加高速風洞進氣道試驗，保證試驗結果數據的準確度和精度；
⑩分析試驗結果，編寫進氣道第一期高速風洞試驗分析報告，重點分析進氣道/發動機穩定工作性能，對進氣道的高速性能和方案的可性進行綜合評述，提出改善的方向。
(3)進氣道第二期低速風洞試驗
根據對提高進氣道性能、改善進氣道出口流場影響敏感的幾何參數進行最佳化設計的結果，進行進氣道第二期低速風洞試驗。
①按進氣道第一期低速風洞試驗的內容和程式進行第二期低速風洞試驗；
②分析試驗結果，編寫進氣道第二期低速風洞試驗分析報告，綜合評估方案論證階段進氣道最佳化後的低速性能和最佳化效果，提出完善、改進設計的措施。
(4)進氣道第二期高速風洞試驗
根據對提高進氣道性能、改善進氣道出口流場影響敏感的幾何參數進行最佳化設計的結果，進行進氣道第二期高速風洞試驗。
①按進氣道第一期高速風洞試驗的內容和程式進行第二期高速風洞試驗；
②分析試驗結果，編寫進氣道第二期高速風洞試驗分析報告，對方案論證階段進氣道最佳化後的高速性能、進氣道/發動機共同工作穩定性和最佳化效果進行綜合評估，提出完善。
試驗方法
飛行器進氣道性能對發動機工作特性有著極大的影響。風洞試驗中，對進氣道的動態畸變參數進行測量，是研究進氣道性能的極為重要的手段。由於進氣道動態參數的測量需要數量較大的感測器及其通道來作數據採集，用複雜的流體力學模型對採得的數據作處理，從而對測試系統提出了很高的要求。有些國家的空氣動力實驗中心已組建了一些測試系統：進行了卓有成效的工作。直至九十年代初，國外主要的風洞試驗中心採用的是模擬的或模擬/數字混合式的測試系統。
所謂模擬式測量方案的基本原理為：利用多通道模擬磁帶機記錄由多通道動態感測器經放大、濾波後的動態電壓模擬信號。試驗結束後，回放磁帶，轉換成數字量，再由數字計算機作畸變參數計算，並同時處理相關參量。這種方案系統龐大，環節眾多，造價昂貴，全部數據只能在試驗後脫機進行，時效性差。模擬方式的多通道磁帶機是昂貴的設備，且有很大的局限性，其固有的非線形失真、噪聲以及由於磁帶變形所引起的信號畸變與通道間的不同步等，給處理精度帶來不良影響。人們在克服這些局限性上作了很多工作。例如，採用FM(調頻)或PCM(脈衝編碼調製)等方式，將數據調製後再記錄，改善磁帶質量，提高磁帶機的精度等。但終歸不能從根本上改變模擬信號存儲與處理方式本身所固有的局限性，以及由於脫機處理所帶來的時效不高的問題。
用途
進氣道風洞實驗的主要項目有：測量進氣道在不同M數下，不同壓縮角，不同唇口形狀，不同進氣門、放氣門開度，不同迎角以及不同側滑角等情況下的總壓恢復係數與流量係數的關係，喘振邊界，出口流場的畸變，測量進氣道內、外表面的靜壓分布以及進氣道的外部阻力係數等。
將進氣道模型安裝於風洞實驗段內，在一定的來流M數、迎角以及側滑角等狀態下，調整流量調節錐的前後位置就可以改變氣流流出通道的大小，從而可調節流經進氣道的氣流流量。在一定的M數、迎角、側滑角及流量調節錐位置下，記錄安裝於進氣道出口截面上的總壓排管的總壓值以及風洞穩定段內的氣流總壓值，記錄安裝在測量流量面上的總壓排管的總壓值以及靜壓測量孔的靜壓值，記錄氣動力天平的阻力讀數，就可以分別求得進氣道在不同M數、迎角、側滑角狀態下的總壓恢復係數、流量係數、進氣道出口截面氣流均勻度、進氣道內部阻力和外部阻力等特性。
