背景
高超聲速脈衝風洞現代高超聲速吸氣式飛行器的發展,對發動機技術提出了新的挑戰, 在超燃技術的實用化還未取得突破性進展的時候,實現高超聲速飛行還需要依賴於亞燃衝壓發動機。超聲速進氣道是衝壓發動機的重要部件之一,進氣道的內部流動特性設計的好壞直接影響整個動力裝置的總體性能,進氣道需要控制發動機入口氣流速度,為發動機提供足夠的空氣流量,提高燃燒室的燃燒效率等。同時考慮到其在高馬赫數下長時間工作,必須對進氣道的熱、壓環境進行考察。風洞模擬試驗作為一種有效的研究手段,可測量進氣道的進氣道性能參數,壓力、熱流載荷分布情況,直接為進氣道方案設計提供技術支持,也可為數值模擬提供參考。
目的
進氣道的重要作用：
(1)使自由來流以最小的總壓損失,通過超聲速或亞聲速擴壓,將速度降低到發動機允許的入口速度；
(2)給發動機提供足夠的空氣流量,使發動機入口處流場具有較好的均勻性；
(3)進氣道的阻力是由作用在進氣道內外表面的壓力在來流方向上的投影的合力，要使進氣道阻力儘可能的小；
(4)提高穩定工作的流場範圍,避免出現喘振；
(5)氣流具有良好的動態回響能力；
(6)進入發動機的氣流湍流度最小；
進氣道試驗就是為了尋找滿足要求的進氣道設計,研究進氣道和發動機的匹配特性,研究進氣道的氣體動力學特性,研究合理的內部流道型面。超聲速進氣道試驗一般在常規高超/高超聲速風洞、推進風洞和激波風洞進行。
風洞參數
它由驅動段、夾膜段、被驅動段、二道膜、噴管、試驗段、真空罐、真空系統和壓縮機系統等幾個部分組成。
風洞驅動段內徑為 150mm，長度為 9. 67m; 被驅動段內徑為 155mm，長度17.1m; 型面噴管出口直徑為 800mm; 試驗段直徑為 2m． 試驗採用激波風洞運行方式，試驗採用高超聲速動態試驗標準尖錐模型，其幾何形狀為底部直徑 20mm，半錐角 10°的尖錐． 模型由硬質聚氨酯泡沫塑膠輕質外殼和高密度鎢鈰合金配重構成，重心位置通過配重塊調節。
