专利名称：一种结尾激波探测方法及装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种超音速进气道内结尾激波位置探测的方法及装置，帮助控制系统
确定和控制进气道工作状态。
背景技术：
冲压发动机控制系统的发展方向之一就是最优控制。最优控制的方案很多，不管哪种方案，都需要准确测量出进气道进出口压力比或者结尾激波位置。进气道进出口压力比和结尾激波位置的测量是冲压发动机测量中的难题。对于结尾激波位置的探测，现有的测量装置就是利用毕托管测量当地气流的静压和总压，通过总静压判断结尾激波位置。用毕托管式探针测量超音速进气道内的气流速度的问题在于，现有的超音速进气道内部流场复杂，当气流速度在音速附近时，精度很低，而这个区间对控制系统而言特别重要，因为气流速度为音速是判断结尾激波位置的阈值。用这种方法测得的结尾激波位置，不能满足冲压发动机控制系统的精度和灵敏度要求。
发明内容
为了解决现有结尾激波的测量方法及装置测量精度差、无法满足冲压发动机控制系统的精度和灵敏度要求的技术问题，本发明提供了一种结尾激波探测方法及装置。
本发明的技术解决方案 —种结尾激波探测方法，其特殊之处在于包括以下步骤 1)将一个带探测通道20的探测装置2放置于超音速进气道1中；所述探测通道20为收縮扩张形的通道； 2)当超音速进气道1工作时，测量探测通道20喉道处的压力Pa以及探测通道出口处的压力Pb ; 3)计算与判断计算Pb Pa的差值AP，如A P大于零，则结尾激波位于探测装置入口处的上游；如AP小于零，则结尾激波位于探测装置出口处的下游；如AP等于零，则探测装置处为音速流。
上述步骤2)中还要测量探测通道20入口处的压力Pc ;所述步骤3)相应为计算(Pb Pa)/Pc的比值K，如K大于零，则结尾激波位于探测装置入口处的上游；如K小于零，则结尾激波位于探测装置出口处的下游；如K等于零，则探测装置处为音速流。
上述探测通道20为拉法尔喷管。 —种结尾激波探测装置，包括进气道1、探测装置2、引压管以及与引压管相连的传感器；所述探测装置2设置在进气道1内；所述探测装置2带有探测通道20 ;所述探测通道20为收縮扩张形的通道；所述引压管的数量至少为两个，均设置在探测通道20内。
上述探测通道20为拉法尔喷管。 上述引压管的数量为两个，其包括设置在探测通道20喉道处的喉部引压管21和设置在探测通道20出口处的出口引压管22。
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上述引压管的数量为三个，其包括设置在探测通道20入口处的入口引压管、设置在探测通道20喉道处的喉部引压管21和设置在探测通道20出口处的出口引压管22。
本发明的有益效果本发明为一个小型气动装置，装置内通道为一个探测通道，通过测量探测通道喉道处、出口处的静压值，或者测量探测通道喉道处、出口处和入口处的静压值，就可以判断进气道内结尾激波的位置。本发明提出的超音速进气道内的激波探测方法克服了毕托管在超音速进气道内测量结尾激波位置的技术缺陷，比毕托管式测量方法有更高的精度、灵敏度和鲁棒性，可实现冲压发动机控制系统最优控制。
图1为发明的探测装置的结构示意图以及结尾激波的位置示意 图2为本发明的结尾激波的位置示意图； 其中1-超音速进气道，2-探测装置，20-探测通道，21-喉部引压管，22-出口引压管，23-入口引压管，A、 B-不同位置的结尾激波。
具体实施例方式
本发明提出的超音速进气道内使用的结尾激波探测装置，可探测超音速进气道内结尾激波的位置，用于帮助控制系统确定和控制进气道工作状态，包括进气道1、探测装置2、引压管以及与引压管相连的传感器；探测装置2设置在进气道1内；探测装置2带有探测通道20 ;探测通道20为收縮扩张形的通道，最好采用拉法尔喷管；引压管的数量可以是两
个，包括设置在探测通道20喉道处的喉部引压管21和出口处的出口引压管22 ;为了提高测量准确度，还可以在探测通道20入口处设置入口引压管23 ;在此基础上还可以增加测压点。 将探测装置安装在超音速进气道流道中央，测量探测通道20喉道处的压力Pa以及出口处的压力Pb ;当结尾激波越过了探测装置，例如在位置A处，则探测装置2处于亚音速气流中，此时，Pb-Pa大于零；当结尾激波在探测装置后，例如在位置B处，则探测装置2处于超音速气流中，此时Pb-Pa小于零，当Pb-Pa等于零，则探测装置2处于音速气流中。
如果同时测量了探测通道入口处的压力Pc ;则只需计算(Pb-Pa)/Pc的值K，判断过程同上。
权利要求
一种结尾激波探测方法，其特征在于包括以下步骤1)将一个带探测通道(20)的探测装置(2)放置于超音速进气道(1)中；所述探测通道(20)为收缩扩张形的通道；2)当超音速进气道(1)工作时，测量探测通道(20)喉道处的压力Pa以及探测通道出口处的压力Pb；3)计算与判断计算Pb-Pa的差值ΔP，如ΔP大于零，则结尾激波位于探测装置入口处的上游；如ΔP小于零，则结尾激波位于探测装置出口处的下游；如ΔP等于零，则探测装置处为音速流。
2. 根据权利要求1所述的结尾激波探测方法，其特征在于所述步骤2)中还要测量探测通道(20)入口处的压力Pc ;所述步骤3)相应为计算 (Pb-Pa)/Pc的比值K，如K大于零，则结尾激波位于探测装置入口处的上游；如K小于零，则 结尾激波位于探测装置出口处的下游；如K等于零，则探测装置处为音速流。
3. 根据权利要求1或2所述的结尾激波探测方法，其特征在于所述探测通道(20)为拉法尔喷管。
4. 一种结尾激波探测装置，其特征在于包括进气道(1)、探测装置(2)、引压管以及与 引压管相连的传感器；所述探测装置(2)设置在进气道(1)内；所述探测装置(2)带有探测 通道(20);所述探测通道(20)为收縮扩张形的通道；所述引压管的数量至少为两个，均设置在探测通道(20)内。
5. 根据权利要求4所述的结尾激波探测装置，其特征在于所述探测通道(20)为拉法尔喷管。
6. 根据权利要求4或5所述的结尾激波探测装置，其特征在于所述引压管的数量为 两个，其包括设置在探测通道(20)喉道处的喉部引压管(21)和设置在探测通道(20)出口 处的出口引压管(22)。
7. 根据权利要求4或5所述的结尾激波探测装置，其特征在于所述引压管的数量为 三个，其包括设置在探测通道(20)入口处的入口引压管、设置在探测通道(20)喉道处的喉 部引压管(21)和设置在探测通道(20)出口处的出口引压管(22)。
全文摘要
本发明涉及一种结尾激波探测方法及装置，包括以下步骤1)将一个带探测通道的探测装置放置于超音速进气道中；探测通道为收缩扩张形的通道；2)当超音速进气道工作时，测量探测通道20喉道处的压力Pa以及探测通道出口处的压力Pb；3)计算与判断计算Pb-Pa的差值ΔP，如ΔP大于零，则结尾激波位于探测装置入口处的上游；如ΔP小于零，则结尾激波位于探测装置出口处的下游；如ΔP等于零，则探测装置处为音速流。本发明解决了现有结尾激波的测量方法及装置测量精度差、无法满足冲压发动机控制系统的精度和灵敏度要求的技术问题，本发明具有精度高、灵敏度高、鲁棒性高，并可实现冲压发动机控制系统最优控制的效果。
文档编号G01M15/00GK101718627SQ20091031222
公开日2010年6月2日 申请日期2009年12月24日 优先权日2009年12月24日
发明者吴宝元, 杨宝娥, 梁俊龙, 郭斌, 雍雪君 申请人:中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所