專利名稱：一種結尾激波探測方法及裝置的制作方法
技術領域：
本發明涉及一種超音速進氣道內結尾激波位置探測的方法及裝置，幫助控制系統
確定和控制進氣道工作狀態。
背景技術：
沖壓發動機控制系統的發展方向之一就是最優控制。最優控制的方案很多，不管哪種方案，都需要準確測量出進氣道進出口壓力比或者結尾激波位置。進氣道進出口壓力比和結尾激波位置的測量是沖壓發動機測量中的難題。對于結尾激波位置的探測，現有的測量裝置就是利用畢托管測量當地氣流的靜壓和總壓，通過總靜壓判斷結尾激波位置。用畢托管式探針測量超音速進氣道內的氣流速度的問題在于，現有的超音速進氣道內部流場復雜，當氣流速度在音速附近時，精度很低，而這個區間對控制系統而言特別重要，因為氣流速度為音速是判斷結尾激波位置的閾值。用這種方法測得的結尾激波位置，不能滿足沖壓發動機控制系統的精度和靈敏度要求。
發明內容
為了解決現有結尾激波的測量方法及裝置測量精度差、無法滿足沖壓發動機控制系統的精度和靈敏度要求的技術問題，本發明提供了一種結尾激波探測方法及裝置。
本發明的技術解決方案 —種結尾激波探測方法，其特殊之處在于包括以下步驟 1)將一個帶探測通道20的探測裝置2放置于超音速進氣道1中；所述探測通道20為收縮擴張形的通道； 2)當超音速進氣道1工作時，測量探測通道20喉道處的壓力Pa以及探測通道出口處的壓力Pb ; 3)計算與判斷計算Pb Pa的差值AP，如A P大于零，則結尾激波位于探測裝置入口處的上游；如AP小于零，則結尾激波位于探測裝置出口處的下游；如AP等于零，則探測裝置處為音速流。
上述步驟2)中還要測量探測通道20入口處的壓力Pc ;所述步驟3)相應為計算(Pb Pa)/Pc的比值K，如K大于零，則結尾激波位于探測裝置入口處的上游；如K小于零，則結尾激波位于探測裝置出口處的下游；如K等于零，則探測裝置處為音速流。
上述探測通道20為拉法爾噴管。 —種結尾激波探測裝置，包括進氣道1、探測裝置2、引壓管以及與引壓管相連的傳感器；所述探測裝置2設置在進氣道1內；所述探測裝置2帶有探測通道20 ;所述探測通道20為收縮擴張形的通道；所述引壓管的數量至少為兩個，均設置在探測通道20內。
上述探測通道20為拉法爾噴管。 上述引壓管的數量為兩個，其包括設置在探測通道20喉道處的喉部引壓管21和設置在探測通道20出口處的出口引壓管22。
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上述引壓管的數量為三個，其包括設置在探測通道20入口處的入口引壓管、設置在探測通道20喉道處的喉部引壓管21和設置在探測通道20出口處的出口引壓管22。
本發明的有益效果本發明為一個小型氣動裝置，裝置內通道為一個探測通道，通過測量探測通道喉道處、出口處的靜壓值，或者測量探測通道喉道處、出口處和入口處的靜壓值，就可以判斷進氣道內結尾激波的位置。本發明提出的超音速進氣道內的激波探測方法克服了畢托管在超音速進氣道內測量結尾激波位置的技術缺陷，比畢托管式測量方法有更高的精度、靈敏度和魯棒性，可實現沖壓發動機控制系統最優控制。
圖1為發明的探測裝置的結構示意圖以及結尾激波的位置示意 圖2為本發明的結尾激波的位置示意圖； 其中1-超音速進氣道，2-探測裝置，20-探測通道，21-喉部引壓管，22-出口引壓管，23-入口引壓管，A、 B-不同位置的結尾激波。
具體實施例方式
本發明提出的超音速進氣道內使用的結尾激波探測裝置，可探測超音速進氣道內結尾激波的位置，用于幫助控制系統確定和控制進氣道工作狀態，包括進氣道1、探測裝置2、引壓管以及與引壓管相連的傳感器；探測裝置2設置在進氣道1內；探測裝置2帶有探測通道20 ;探測通道20為收縮擴張形的通道，最好采用拉法爾噴管；引壓管的數量可以是兩
個，包括設置在探測通道20喉道處的喉部引壓管21和出口處的出口引壓管22 ;為了提高測量準確度，還可以在探測通道20入口處設置入口引壓管23 ;在此基礎上還可以增加測壓點。 將探測裝置安裝在超音速進氣道流道中央，測量探測通道20喉道處的壓力Pa以及出口處的壓力Pb ;當結尾激波越過了探測裝置，例如在位置A處，則探測裝置2處于亞音速氣流中，此時，Pb-Pa大于零；當結尾激波在探測裝置后，例如在位置B處，則探測裝置2處于超音速氣流中，此時Pb-Pa小于零，當Pb-Pa等于零，則探測裝置2處于音速氣流中。
如果同時測量了探測通道入口處的壓力Pc ;則只需計算(Pb-Pa)/Pc的值K，判斷過程同上。
權利要求
一種結尾激波探測方法，其特征在于包括以下步驟1)將一個帶探測通道(20)的探測裝置(2)放置于超音速進氣道(1)中；所述探測通道(20)為收縮擴張形的通道；2)當超音速進氣道(1)工作時，測量探測通道(20)喉道處的壓力Pa以及探測通道出口處的壓力Pb；3)計算與判斷計算Pb-Pa的差值ΔP，如ΔP大于零，則結尾激波位于探測裝置入口處的上游；如ΔP小于零，則結尾激波位于探測裝置出口處的下游；如ΔP等于零，則探測裝置處為音速流。
2. 根據權利要求1所述的結尾激波探測方法，其特征在于所述步驟2)中還要測量探測通道(20)入口處的壓力Pc ;所述步驟3)相應為計算 (Pb-Pa)/Pc的比值K，如K大于零，則結尾激波位于探測裝置入口處的上游；如K小于零，則 結尾激波位于探測裝置出口處的下游；如K等于零，則探測裝置處為音速流。
3. 根據權利要求1或2所述的結尾激波探測方法，其特征在于所述探測通道(20)為拉法爾噴管。
4. 一種結尾激波探測裝置，其特征在于包括進氣道(1)、探測裝置(2)、引壓管以及與 引壓管相連的傳感器；所述探測裝置(2)設置在進氣道(1)內；所述探測裝置(2)帶有探測 通道(20);所述探測通道(20)為收縮擴張形的通道；所述引壓管的數量至少為兩個，均設置在探測通道(20)內。
5. 根據權利要求4所述的結尾激波探測裝置，其特征在于所述探測通道(20)為拉法爾噴管。
6. 根據權利要求4或5所述的結尾激波探測裝置，其特征在于所述引壓管的數量為 兩個，其包括設置在探測通道(20)喉道處的喉部引壓管(21)和設置在探測通道(20)出口 處的出口引壓管(22)。
7. 根據權利要求4或5所述的結尾激波探測裝置，其特征在于所述引壓管的數量為 三個，其包括設置在探測通道(20)入口處的入口引壓管、設置在探測通道(20)喉道處的喉 部引壓管(21)和設置在探測通道(20)出口處的出口引壓管(22)。
全文摘要
本發明涉及一種結尾激波探測方法及裝置，包括以下步驟1)將一個帶探測通道的探測裝置放置于超音速進氣道中；探測通道為收縮擴張形的通道；2)當超音速進氣道工作時，測量探測通道20喉道處的壓力Pa以及探測通道出口處的壓力Pb；3)計算與判斷計算Pb-Pa的差值ΔP，如ΔP大于零，則結尾激波位于探測裝置入口處的上游；如ΔP小于零，則結尾激波位于探測裝置出口處的下游；如ΔP等于零，則探測裝置處為音速流。本發明解決了現有結尾激波的測量方法及裝置測量精度差、無法滿足沖壓發動機控制系統的精度和靈敏度要求的技術問題，本發明具有精度高、靈敏度高、魯棒性高，并可實現沖壓發動機控制系統最優控制的效果。
文檔編號G01M15/00GK101718627SQ20091031222
公開日2010年6月2日 申請日期2009年12月24日 優先權日2009年12月24日
發明者吳寶元, 楊寶娥, 梁俊龍, 郭斌, 雍雪君 申請人:中國航天科技集團公司第六研究院第十一研究所