CN115248103A - 一种边界层抽吸与反压可控的内流道风洞 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种边界层抽吸与反压可控的内流道风洞，包括依次相连的上游过渡段、稳定段、风洞喷管段、上游等直段、进气道、下游等直段、S弯、燃烧室、尾喷管与下游过渡段；上游等直段上设有第一抽吸阵列，下游等直段上设有第二抽吸阵列，以用于抽吸边界层与流向涡；燃烧室上设有射流孔，以在射流的作用下实现反压可控。本发明应用于空气动力学技术领域，适用于内流道，将整个高超声速飞行器内流道与风洞一体化设计，边界层抽吸可控且反压可控，不仅能够高效地利用流量，而且方便实验观测和研究不同推进部件的耦合影响，同时试验段封闭，方便示踪成像，具有应用于推进系统实验教学的潜力。

Description

一种边界层抽吸与反压可控的内流道风洞

技术领域

本发明涉及空气动力学技术领域，具体是一种边界层抽吸与反压可控的内流道风洞。

背景技术

内流道推进系统是决定高超声速飞行器性能的关键，内流道包括了进气道，S弯(即隔离段)，燃烧室和喷管四部分，其中进气道和S弯作为捕获，压缩和过渡气流的重要部件，一直是研究的热点。

在以往的风洞试验研究中，进气道和S弯等部件通常独立于风洞，单独作为试验件进行研究，并未考虑与风洞一体化设计。不管是吹气式，吹吸式还是吸气式风洞，进气道和S弯都安装在喷管下游的核心区，实验件与拍摄相机之间存在风洞的高速气流，不利于流场可视化。以国防科技大学的静风洞为例，为显示进气道内部流场，风洞观测窗和进气道侧壁都要用玻璃加工，导致进气道内部的流场图像需经过两块玻璃才能到达相机，不仅增大了拍摄距离，也容易引起图像虚焦和畸变，最终影响测量精度。如果将内流道和风洞一体化设计，一方面能够缩短拍摄距离，且省略观测窗玻璃后，可以极大提高成像精度；另一方面内流道直接捕获风洞流量，可以减小流量损失。

过去的内流道实验研究中，不同内流道部件通常独立开展研究，未考虑相互之间的耦合，也鲜有关于内流道整体优化的研究。然而，实际内流道各部件互相影响，环环相扣。比如，进气道中激波和边界层相互作用产生的流向涡就会影响下游S弯、燃烧室和尾喷管的流场，同时下游部件的反压也会反过来影响进气道的性能。因此，为了弄清不同内流道部件之间的影响关系，使试验过程更接近真实情况，有必要将整个内流道与风洞一体化设计。而内流道风洞一体化设计需要注意以下几方面：

1、边界层控制。远场气流需要经过高超声速飞行器的前体才能到达进气道，由于前体一般较长，会使靠近前体侧的壁面边界层较厚，而直接与远场来流接触的壁面边界层较薄。因此，需要控制内流道风洞中进气道入口处的边界层分布，以反映背负式，下腹式和两侧式进气道的来流特征。另外，在进气道中流向涡是很重要的组成部分，通常存在于进气道出口的边界层附近，同样需要控制边界层，以方便规律研究。

2、反压控制。抗反压能力是进气道性能的重要考核指标。反压产生于燃烧室，与燃料喷注和燃烧等有关，且通常采用堵锥等方式进行控制。但是堵锥提供的反压分布相对固定，如何简单多变地控制反压，也是需要解决的问题。

现有技术中的风洞方案主要有两种，分别：

第一种为吹气式风洞自由射流方案，该方案中内流道部件可以固定于喷管出口射流的核心区，试验段四周开放，实验模型与拍摄相机之间存在射流和混合层。其优势在于实验手段对不同模型通用。但是缺点也较为明显，该方案中上游压力较高不便于喷洒示踪粒子，而且试验段对外开放，容易使示踪粒子外泄，不方便于示踪成像。

第一种为吸气式风洞加观察窗方案，该方案中内流道部件放置可以固定于喷管出口射流的核心区，试验段封闭，实验模型与拍摄相机之间存在射流，边界层和观测窗。其优势在于实验手段对不同模型通用，且方便喷洒示踪粒子，缺点则是观测窗中厚玻璃折射现象较明显，影响成像质量，而且风洞内壁存在边界层，减小了试验段有效的截面积。

发明内容

针对上述现有技术中的不足，本发明提供一种边界层抽吸与反压可控的内流道风洞，考虑内流道与风洞一体化设计，解决内流道实验过程中流量消耗大、拍摄不清晰的问题。方便用NPLS、PIV与纹影进行光学观测，有利于内流道机理研究与课程教学，尤其便于分析不同部件之间的耦合效应。

为实现上述目的，本发明提供一种边界层抽吸与反压可控的内流道风洞，包括风洞组件与内流道组件；

所述风洞组件包括进气道、下游等直段、S弯、燃烧室、尾喷管，所述内流道组件包括上游过渡段、稳定段、风洞喷管段、上游等直段与下游过渡段；

所述上游过渡段、所述稳定段、所述风洞喷管段、所述上游等直段、所述进气道、所述下游等直段、所述S弯、所述燃烧室、所述尾喷管与所述下游过渡段依次相连；

所述上游等直段上设有第一抽吸阵列，所述下游等直段上设有第二抽吸阵列，以用于抽吸边界层与流向涡；

所述燃烧室上设有射流孔，以在射流的作用下实现反压可控。

在另一个实施例中，所述上游等直段上还设有第一观察玻璃窗，以用于标定所述风洞喷管段出口的气流速度；

所述第一玻璃观察窗、所述第一抽吸阵列的尺寸相同且均与所述上游等直段可拆卸地相连，以使得所述第一玻璃观察窗、所述第一抽吸阵列可更换或互换，以控制边界层抽吸。

在另一个实施例中，所述下游等直段上还设有第二观察玻璃窗，以用于拍摄所述进气道出口流动及流向涡结构；

所述第二玻璃观察窗、所述第二抽吸阵列的尺寸相同且均与所述下游等直段可拆卸地相连，以使得所述第二玻璃观察窗、所述第二抽吸阵列可更换或互换，以控制流向涡抽吸。

在另一个实施例中，所述燃烧室为矩形微扩流道，且所述燃烧室的四个壁面的位置可相互替换，以便于设置所述射流孔。

在另一个实施例中，所述上游等直段与所述风洞喷管段、所述进气道均可拆卸地相连，以便拆卸与更换不同长度的上游等直段，进而改变所述进气道的入口边界层厚度。

在另一个实施例中，所述射流孔的数量为多个，且多个所述射流孔沿所述燃烧室的长度方向间隔分布，以便于控制喷注数量和位置。

在另一个实施例中，所述上游过渡段包括蝶阀与圆转方收缩段，所述蝶阀设在所述圆转方收缩段的圆端入口处，以控制风洞的开启与关闭；

所述圆转方收缩段的方端出口与所述稳定段的入口相连，所述稳定段内设有蜂窝网，以用于整流降噪。

在另一个实施例中，所述S弯为矩形截面的S弯微扩流道，所述S弯的二维构型为圆弧设计；

所述S弯包括四块圆弧形的曲面玻璃观察窗与四块圆弧形的平面玻璃观察窗，其中，所述曲面玻璃观察窗位于所述S弯的上、下两侧，所述平面玻璃观察窗位于所述S弯的左、右两侧。

在另一个实施例中，所述下游过渡段包括弯曲段与固定段，所述弯曲段的一端与所述尾喷管相连，另一端与所述固定段可拆卸地相连；

所述固定段的截面积大于所述弯曲段的截面积，且所述固定段上设有沿高度方向设有多个能够连接所述弯曲段的接口。

在另一个实施例中，所述进气道为两侧对称压缩的双楔进气道。

与现有技术相比，本发明提供的一种边界层抽吸与反压可控的内流道风洞，具有如下有益技术效果：

1、本发明方案将整个高超声速飞行器内流道与风洞一体化设计，不仅能够高效地利用流量，而且方便实验观测和研究不同推进部件的耦合影响，同时试验段封闭，方便示踪成像，具有应用于推进系统实验教学的潜力；

2、本发明方案的边界层抽吸可控，能够控制进气道内流向涡的产生位置，从而控制流向涡通过S弯的压缩面还是膨胀面。相比以往单纯的S弯研究，本发明可以进一步考虑进气道流向涡对S弯的影响，同时也能研究进气道内流向涡的演化机理；

3、本发明方案的反压可控，通过在燃烧室中设置一排压力孔，可以控制反压产生位置和大小，相比以往堵锥的方式，更接近实际情况，且自由度更高；

4、本发明方案的下游固定段截面积大于弯曲段截面积，方便在一定范围内改变S弯高度后，仍能装配，避免了一个S弯就需一个弯曲段的问题，减小了实验成本；

5、S弯、燃烧室和喷管都设计成矩形截面，保证两侧观察窗的玻璃为平面，有利于提高相机成像质量，特别是SPIV的拍摄。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。

图1为本发明实施例中内流道风洞的全局示意图；

图2为本发明实施例中上游等直段不同长度对应的边界层厚度示意图，其中，(a)为上游等直段较短时的薄边界层示意图，(b)为上游等直段较长时的厚边界层示意图；

图3为本发明实施例中弯曲段和固定段的上下调节示意图，其中，(a)为弯曲段连接位置较低的示意图，(b)为弯曲段连接位置较高的示意图；

图4为本发明实施例中方形入口、型面微扩的超声速S弯型线示意图；

图5为本发明实施例中反压可控的示意图，其中，(a)为单孔喷注的示意图，(b)为双孔喷注的示意图，(c)为多孔喷注的示意图；

图6为本发明实施例中双楔进气道型面示意图；

图7为本发明实施例中边界层抽吸可控的位置示意图，其中，(a)为不抽吸的示意图，(b)为进气道上游抽吸的示意图，(c)为进气道下游抽吸的示意图；

图8为本发明实施例中的喷管设计示意图；

图9为本发明实施例中上游过渡段与稳定段的示意图。

附图标号：上游过渡段1、稳定段2、风洞喷管段3、上游等直段4、进气道5、下游等直段6、S弯7、燃烧室8、尾喷管9、下游过渡段10、蝶阀11、圆转方收缩段12、矩形直管13、蜂窝网14、第一玻璃观察窗15、第一抽吸阵列16、第二玻璃观察窗17、第二抽吸阵列18、曲面玻璃观察窗19、平面玻璃观察20、射流孔21、弯曲段22、固定段23、来流24、反射激波25、边界层26、喷注激波27。

本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是物理连接或无线通信连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

如图1所示为本实施例公开的一种边界层抽吸与反压可控的内流道风洞，包括风洞组件与内流道组件。其中，风洞组件包括进气道5、下游等直段6、S弯7、燃烧室8、尾喷管9，内流道组件包括上游过渡段1、稳定段2、风洞喷管段3、上游等直段4与下游过渡段10。上游过渡段1、稳定段2、风洞喷管段3、上游等直段4、进气道5、下游等直段6、S弯7、燃烧室8、尾喷管9与下游过渡段10依次相连，其各部件之间的连接方式可以是通过法兰与螺栓可拆卸地相连，对于部分不需要分开的部件，也可直接通过焊接的方式固定相连。其中，部件名称中的上游和下游指相对于进气道5的位置。需要注意的是，本实施例中将内流道与风洞进行了一体化设计，内流道风洞一体化的概念是将内流道直接与风洞部件相连，作为风洞管道的一部分，而非单纯的实验件。内流道与风洞一体化的结构设计不仅能够高效地利用流量，而且方便实验观测和研究不同推进部件的耦合影响，同时试验段封闭，方便示踪成像，具有应用于推进系统实验教学的潜力。

上游等直段4上设有第一抽吸阵列16，下游等直段6上设有第二抽吸阵列18，以用于抽吸边界层与流向涡，进而能够控制进气道5内流向涡的产生位置，从而控制流向涡通过S弯7的压缩面还是膨胀面。相比现有技术中单纯的S弯7研究，本实施例可以进一步考虑进气道5流向涡对S弯7的影响，同时也能研究进气道5内流向涡的演化机理。

燃烧室8上设有能够喷射压力流的射流孔21，以在射流的作用下实现反压可控。优选地，射流孔21的数量为多个，且多个射流孔21沿燃烧室8的长度方向间隔分布，以便于控制喷注数量和位置。相比以往堵锥实现反压控制的方式，本实施例中射流控的设计方案更接近实际情况，且自由度更高。

本实施例中，上游过渡段1包括蝶阀11与圆转方收缩段12，其中蝶阀11为标准件，设在圆转方收缩段12的圆端入口处，主要用于控制风洞的开启与关闭，圆转方收缩段12的方端出口与稳定段2的入口相连，圆转方收缩段12用于配合蝶阀11、同时压缩气流；稳定段2为一矩形直管13，稳定段2内设有蜂窝网14，以用于整流降噪，保证流场均匀；风洞喷管段3为收缩扩张型面，用于压缩气流、减小扰动，并将气流加速至设计马赫数。

本实施例中，上游等直段4为矩形管，且上游等直段4上还设有第一观察玻璃窗，以用于标定风洞喷管段3出口的气流速度。具体地，第一玻璃观察窗15与第一抽吸阵列16都是通过螺栓或卡扣结合密封圈的连接方式可拆卸地连接在上游等直段4上的，且分别位于上游等直段4上的任意两个侧壁上，进而可根据需求更换不同厚度的第一玻璃观察窗15以及不同阵列形式的第一抽吸阵列16，以改变第一抽吸阵列16的边界层抽吸效果，或直接将第一抽吸阵列16更换为一块挡板，选择不进行边界层抽吸。进一步优选地，第一玻璃观察窗15、第一抽吸阵列16的尺寸相同，以使得第一玻璃观察窗15、第一抽吸阵列16互换位置，且上游等直段4的另外两个侧壁上具有可拆卸的第一封板，第一封板与第一玻璃观察窗15、第一抽吸阵列16的尺寸相同，以便于与第一玻璃观察窗15、第一抽吸阵列16更换位置，以控制边界层抽吸的位置，从而实现进气道5上游的边界层抽吸可控。上游等直段4还能用于放置涡流发生器与机翼等，以研究上游流场变化对内流道的影响。

本实施例中，进气道5的进出口都为矩形的流道，用于压缩气流。在具体实施过程中，进气道5为两侧对称压缩的双楔进气道5，也可在进气道5上设置观察窗，通过观察窗对内部的激波/边界层干扰现象进行全方位观测。

本实施例中，下游等直段6为矩形管，且下游等直段6上还设有第二观察玻璃窗，以用于拍摄进气道5出口流动及流向涡结构。具体地，第二玻璃观察窗17与第二抽吸阵列18都是通过螺栓或卡扣结合密封圈的连接方式可拆卸地连接在下游等直段6上的，且分别位于下游等直段6上的任意两个侧壁上；进而可根据需求更换不同厚度的第二玻璃观察窗17以及不同阵列形式的第二抽吸阵列18，以改变第二抽吸阵列18的流向涡抽吸效果，或直接将第二抽吸阵列18更换为一块挡板，选择不进行流向涡抽吸。进一步优选地，第二玻璃观察窗17、第二抽吸阵列18的尺寸相同，以使得第二玻璃观察窗17、第二抽吸阵列18互换位置，且下游等直段6的另外两个侧壁上具有可拆卸的第二封板，第二封板与第二玻璃观察窗17、第二抽吸阵列18的尺寸相同，以便于与第二玻璃观察窗17、第二抽吸阵列18更换位置，以控制流向涡抽吸的位置，从而实现进气道5下游的流向涡抽吸可控。

本实施例中，S弯7为矩形截面的S弯微扩流道，S弯7的二维构型为圆弧设计，可用于研究流向涡在弯曲壁面的变化规律。S弯7包括四块圆弧形的曲面玻璃观察窗19与四块圆弧形的平面玻璃观察窗20，其中，曲面玻璃观察窗19位于S弯7的上、下两侧，平面玻璃观察窗20位于S弯7的左、右两侧。燃烧室8为矩形微扩流道，具体地，燃烧室8由四块矩形板通过螺栓或卡扣连接等方式可拆卸地拼接组成，且两侧的矩形板相互平行，各射流控沿燃烧室8的方向间隔设置在某一矩形板上。且燃烧室8的四个矩形板壁面的位置可相互替换，以便于设置射流孔21以及射流孔21喷射流，在射流的作用下实现反压可控。尾喷管9为扩张流道，用于加速气流。下游过渡段10包括弯曲段22与固定段23，弯曲段22的一端与尾喷管9相连，另一端与固定段23可拆卸地相连；固定段23的截面积大于弯曲段22的截面积，且固定段23上设有沿高度方向设有多个能够连接弯曲段22的接口，进而可以保证S弯7高度变化时，弯曲段22的出口都能接到固定段23的入口，而不需要重新加工弯曲段22。

需要注意的是，本实施例中S弯7、燃烧室8和喷管都设计成矩形截面，保证两侧观察窗的玻璃为平面，有利于提高相机成像质量，特别是SPIV的拍摄。

下面结合具体的示例对本实施例中的边界层抽吸与反压可控的内流道风洞作出进一步的说明。

首先，选择风洞类型为吸气式或吹吸式风洞，满足内流道内部压力小于外界环境压力101325Pa，保证安全性。由于内外压差小，可在内流道壁面设置观察窗，提高观测视野和测量精度。为了实现内流道与风洞的一体化，通过上游等直段4，将进气道5与风洞喷管段3相连；通过下游过渡段10的弯曲段22，将尾喷管9与固定段23相连。如图2所示，上游等直段4可以拆卸和控制长度，从而改变进气道5的入口边界层厚度，其中，图2(a)的上游等直段4较短，其边界层26较薄，而图2(a)的上游等直段4较长，其边界层26则较厚；如图3所示，固定段23的截面积大于弯曲段22的截面积，通过设置多个接口，保证S弯7高度变化时，弯曲段22的出口都能接到固定段23的入口，而不需要重新加工弯曲段22，避免了一个S弯7就需一个弯曲段22的问题，减小了实验成本。最终在不改变内流道实验状态的前提下，将内流道变为风洞管路的一部分，实现内流道与风洞一体化。

其次，根据实际需求给定超声速S弯7入口来流24的马赫数，设置S弯7的进、出口水平，扩张率为5％～10％。为方便观测，设置S弯7的两侧壁为平行平面，上下为曲面；为尽量使S弯7中的流向涡不分裂，设置S弯7的宽度和高度相等，最终获得图4所示的超声速S弯7型面。

然后，S弯7的下游设置燃烧室8和尾喷管9，其中燃烧室8微扩，尾喷管9突扩。在燃烧室8的上下壁面布置多排射流孔21，通过射流孔21向燃烧室8引入高压气体喷注，在喷注处形成喷注激波27，产生高压区。由于存在一排压力孔，如图5所示，可以方便地控制喷注数量和位置。不同喷注激波27耦合后即可得到不同的激波类型，即反压类型，能够更真实地反映实际飞行器中的反压状态。

再其次，选择进气道5为两侧对称压缩的双楔进气道5。根据S弯7入口的设计马赫数，根据气动关系，给定双楔进气道5的入口马赫数、楔角θ和收缩比，从而设计出所需的进气道5，即图6所示。根据进气道5楔角θ，算出楔角的反射激波25与进气道5出口水平延长线相交的位置，确定下游等直段6的长度L。进气道5和下游等直段6的高度与S弯7的高度相同。

再然后，定义需要抽吸边界层的面，通过第一抽吸阵列16，将边界层内的低能流直接抽至真空罐。对于四面都有边界层的研究，如图7(a)所示，直接不安装抽吸阵列；对于进气道5内激波边界层干扰的研究，需要抽掉双楔进气道5上面或下面的来流边界层，如图7(b)所示，在进气道5上游等直段4中布置第一抽吸阵列16；对于进气道5内流向涡演化的研究，需要消除进气道5下游一侧的边界层，如图7(c)所示，在进气道5下游等直段6安装第二抽吸阵列18。通过在进气道5上下游设置等直段，并在等直段内放置抽吸阵列，实现对不同位置边界层抽吸，达到可控效果。

最后，根据进气道5入口马赫数和高度，即可设计出二维的风洞喷管段3型线，风洞喷管段3型线考虑粘性修正，最后缩放至对应出口高度，完成风洞喷管段3的设计，即图8所示。在风洞喷管段3的上游设置稳定段2和上游过渡段1，上游过渡段1用于将空气过渡至稳定段2。稳定段2内安放蜂窝网14，用于稳定来流，使风洞喷管段3的入口气流尽可能均匀，即图9所示。

以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (10)

1.一种边界层抽吸与反压可控的内流道风洞，其特征在于，包括风洞组件与内流道组件；

所述风洞组件包括进气道、下游等直段、S弯、燃烧室、尾喷管，所述内流道组件包括上游过渡段、稳定段、风洞喷管段、上游等直段与下游过渡段；

所述上游过渡段、所述稳定段、所述风洞喷管段、所述上游等直段、所述进气道、所述下游等直段、所述S弯、所述燃烧室、所述尾喷管与所述下游过渡段依次相连；

所述上游等直段上设有第一抽吸阵列，所述下游等直段上设有第二抽吸阵列，以用于抽吸边界层与流向涡；

所述燃烧室上设有射流孔，以在射流的作用下实现反压可控。

2.根据权利要求1所述边界层抽吸与反压可控的内流道风洞，其特征在于，所述上游等直段上还设有第一观察玻璃窗，以用于标定所述风洞喷管段出口的气流速度；

所述第一玻璃观察窗、所述第一抽吸阵列的尺寸相同且均与所述上游等直段可拆卸地相连，以使得所述第一玻璃观察窗、所述第一抽吸阵列可更换或互换，以控制边界层抽吸。

3.根据权利要求1所述边界层抽吸与反压可控的内流道风洞，其特征在于，所述下游等直段上还设有第二观察玻璃窗，以用于拍摄所述进气道出口流动及流向涡结构；

所述第二玻璃观察窗、所述第二抽吸阵列的尺寸相同且均与所述下游等直段可拆卸地相连，以使得所述第二玻璃观察窗、所述第二抽吸阵列可更换或互换，以控制流向涡抽吸。

4.根据权利要求1所述边界层抽吸与反压可控的内流道风洞，其特征在于，所述燃烧室为矩形微扩流道，且所述燃烧室的四个壁面的位置可相互替换，以便于设置所述射流孔。

5.根据权利要求1所述边界层抽吸与反压可控的内流道风洞，其特征在于，所述上游等直段与所述风洞喷管段、所述进气道均可拆卸地相连，以便拆卸与更换不同长度的上游等直段，进而改变所述进气道的入口边界层厚度。

6.根据权利要求1至5任一项所述边界层抽吸与反压可控的内流道风洞，其特征在于，所述射流孔的数量为多个，且多个所述射流孔沿所述燃烧室的长度方向间隔分布，以便于控制喷注数量和位置。

7.根据权利要求1至5任一项所述边界层抽吸与反压可控的内流道风洞，其特征在于，所述上游过渡段包括蝶阀与圆转方收缩段，所述蝶阀设在所述圆转方收缩段的圆端入口处，以控制风洞的开启与关闭；

所述圆转方收缩段的方端出口与所述稳定段的入口相连，所述稳定段内设有蜂窝网，以用于整流降噪。

8.根据权利要求1至5任一项所述边界层抽吸与反压可控的内流道风洞，其特征在于，所述S弯为矩形截面的S弯微扩流道，所述S弯的二维构型为圆弧设计；

所述S弯包括四块圆弧形的曲面玻璃观察窗与四块圆弧形的平面玻璃观察窗，其中，所述曲面玻璃观察窗位于所述S弯的上、下两侧，所述平面玻璃观察窗位于所述S弯的左、右两侧。

9.根据权利要求1至5任一项所述边界层抽吸与反压可控的内流道风洞，其特征在于，所述下游过渡段包括弯曲段与固定段，所述弯曲段的一端与所述尾喷管相连，另一端与所述固定段可拆卸地相连；

所述固定段的截面积大于所述弯曲段的截面积，且所述固定段上设有沿高度方向设有多个能够连接所述弯曲段的接口。

10.根据权利要求1至5任一项所述边界层抽吸与反压可控的内流道风洞，其特征在于，所述进气道为两侧对称压缩的双楔进气道。

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