摘要：進(jìn)氣道整流罩可以有效避免低馬赫數(shù)飛行條件下進(jìn)氣道不起動(dòng)的問(wèn)題,在高速飛行器中得到廣泛使用。整流罩分離過(guò)程直接關(guān)系到飛行器安全,在地面進(jìn)行全尺度整流罩分離過(guò)程試驗(yàn)驗(yàn)證非常必要。利用JF-12激波風(fēng)洞設(shè)備結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、尺度大和動(dòng)壓較高的優(yōu)勢(shì),推導(dǎo)了適用于高速動(dòng)態(tài)分離試驗(yàn)的相似準(zhǔn)則,發(fā)展了高速分離軌跡觀測(cè)技術(shù)、精確時(shí)序控制技術(shù)以及必要的風(fēng)洞防護(hù)措施,建立了基于JF-12激波風(fēng)洞的高速動(dòng)態(tài)全尺度分離試驗(yàn)技術(shù)。利用該技術(shù),針對(duì)配有進(jìn)氣道整流罩的飛行器前體,以50kPa動(dòng)壓試驗(yàn)條件實(shí)現(xiàn)了高動(dòng)壓(100kPa)條件下的動(dòng)態(tài)分離軌跡模擬。
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