高超声速推进研究方向的主要研究手段是实验,需要在宽速域可变来流范围内研究发动机的工作特性和内部流动机制。真实飞行是连续变速过程,具有时间效应。为了模拟速度大范围连续变化的真实飞行过程,需要建设一套适应宽速域高超声速推进研究的实时连续变马赫数超燃冲压发动机直连台,为宽速域可调几何冲压发动机提供精确的来流条件,并实现工况的实时连续可调。而实时连续变马赫数来流的实现,需要燃烧型加热器提供不同总温总压的来流气体,即通过改变供应介质流量的方式来改变来流气体的性质。首先进行了连续实时可调高焓来流发生器流量匹配规律研究,设计了面向不同模拟准则的热力计算程序,在吸气式高超声速飞行器地面实验中,根据飞行工况模拟高温高压来流气体。计算程序通过飞行工况快速地获得流量参数,可以使实验流程大大简化。同时,该套计算程序的计算流量可以为加热器设计提供理论支持。该程序基于飞行工况,即飞行高度和飞行马赫数来计算加热器流量参数。首先,建立了进气道的数学模型,根据进气道入口参数飞行高度、马赫数、攻角、侧滑角,求出进气道出口总压、总温、空气流量及比热比,得到真实发动机燃烧室入口条件。然后根据入口参数建立燃烧室数学模型,为了得出不同模拟准则对应的总温总压马赫数,研究了燃烧室污染空气入口总压随马赫数变化规律,燃烧室污染空气入口总温随马赫数变化。为了求出总参数,分析了燃烧温度随二氧化碳和水蒸气组分变化规律。为了便捷的求出总温,采用拟合的办法研究污染空气总温静温比随马赫数变化。然后进行高焓来流发生器系统的需求分析和方案设计工作。以安全性、易操作性为准则,通过现有方案的对比分析得到设计方案,介绍高焓来流发生器系统的原理,以表格的形式给出热力计算数据。空气加热器子系统设计方面进行了加热器结构设计、点火方案选择,加工方式与材料选取。气液流量调控子系统在设计上首先分析对比了多种流量调节方式,根据需求分析选取最优的方案。除考虑了流量调节设备的选型外,还需要配套相应的无缝钢管进行连接,在此基础上进行了流量可调管路布局设计等内容。马赫数连续可调的实现实际上是加热器介质流量的连续可调,因此需要在测控系统上实现流量的精确调节。然后进行连续实时可调测控系统设计。首先分析系统的工作条件、控制要求,数据测控要求,然后设计了系统数据测量装置、电子调压阀组的数量和布置方案。设计实验中关键的控制程序。使用PLC实现电子调压器的远程控制,创建了程序管理项目,采用PID闭环控制调节系统流量,完成了PLC与被控设备通信连接。考虑到地面实验设备中考虑双气路流量以及燃烧反压的耦合作用,实际上空气和氧气的压力调节流量为双进双出耦合系统,即单路输入会同时影响两路输出,这对实验过程中单路流量的调节带来了困难,因此需要加热器压力调节系统进行解耦控制规律的研究,意在得出不同压力对应的流量调节范围。对于实验过程,通过组态王开发了远程操控界面,主界面可以实时显示过程数据以满足实验过程中连续实时可调的需求,为了让操作人员快速上手,再主界面上直接直观控制功能,完成数据的实时显示、各种曲线分布,远程控制,实现了界面之间的快速切换,开发了时序的连锁调控功能,还具备历史数据存储、查询界面可供实验数据溯源。测试系统功能,在实验的过程中应用本套测控系统采集数据,基本满足了实验过程远程操控与数据测量实时显示的需求。最后进行冷流与点火的调试实验,证明了本文设计的高焓来流发生器系统技术上的可行性。流量连续实时可调为来流连续可变的发动机燃烧过程动态研究提供了新的方案。本文将流量连续实时调节技术应用到空气加热器的燃烧研究中,实验结果说明高焓来流发生器系统工作稳定,调节过程清晰,成功完成了多个给定压力下一定范围的预定流量调节。初步证明了设计系统的合理性,探索了下一步进行改造的可能性,为来流连续可变的超燃冲压发动机燃烧动态过程研究提供了一个新颖而有效的手段。