专利摘要

本发明提供一种超燃冲压发动机隔离段激波串前缘的主动探测装置及方法，通过在燃烧室进口布置声源，或者直接利用燃烧室的脉动燃烧特性，从燃烧室进口向进气道唇口方向，在上下左右四个壁面布置四组动态压力测点，借助快速傅里叶变换、脉动压力纵向梯度和相关性分析方法对动态压力数据进行实时处理，获得激波串前缘的位置。本探测方法不仅能探测出激波串前缘的位置，还能判断出激波串大分离区的位置，且由于引进了相关性分析和脉动压力纵向梯度的数据处理手段，降低了探测方法对历史数据的依赖性。

权利要求

1.一种超燃冲压发动机隔离段激波串前缘的主动探测方法，

其特征在于，所述主动探测方法基于主动探测装置，利用发动机燃烧室燃烧的声学振荡特性来探测激波串前缘；

所述主动探测装置包括设置于燃烧室进口以及燃烧室进口到进气道唇口沿程的压力监测点上的动态压力传感器、快速傅里叶变换数据分析模块、脉动压力纵向梯度数据分析模块；所述动态压力传感器分别连接并将所监测动态压力信号传输给快速傅里叶变换数据分析模块、脉动压力纵向梯度数据分析模块；

所述燃烧室进口动态压力传感器用于测量燃烧室的燃烧脉动特性所造成的动态反压；

所述燃烧室进口到进气道唇口沿程的动态压力传感器用于测量从燃烧室进口向进气道唇口，亚声速边界层区域声波的逆流传播通道上压力动态特性，监控燃烧室动态反压逆流传播特性；

所述快速傅里叶变换数据分析模块用于分析各压力监测点的频谱特性；

所述脉动压力纵向梯度数据分析模块用于计算各压力监测点脉动压力的纵向梯度；

还包括相关性分析模块，所述相关性分析模块用于分析从燃烧室出口到进气道唇口沿程，各压力监测点动态压力与其所在壁面的燃烧室进口压力监测点的动态压力的相关性，获知燃烧室动态反压的传播特性；所述动态压力传感器连接并将所监测动态压力信号传输给相关性分析模块；

所述主动探测方法包括如下步骤：

步骤1：在发动机的燃烧室进口以及燃烧室进口到进气道唇口沿程的上壁面和下壁面分别布置若干个动态压力监测点，并获得各压力监测点的空间坐标；在各压力监测点分别设置动态压力传感器；记燃烧室进口上壁面的压力监测点为A0，燃烧室进口下壁面的压力监测点为B0；

步骤2：实时采集各压力监测点的动态压力，获得各压力监测点的时间序列动态压力信号；

步骤3：计算各压力监测点的压力频谱特性，并将燃烧室进口到进气道唇口沿程上壁面压力监测点、下壁面压力监测点的频谱特性分别与压力监测点A0、B0的频谱特性比较，压力主振荡频率与压力监测点A0、B0的压力振荡频率相等的压力监测点均为燃烧脉动压力的影响区域；

步骤4：计算燃烧脉动压力的影响区域内各压力监测点的脉动压力的纵向压力梯度极值，脉动压力的纵向压力梯度极值最大的压力监测点为激波串前缘。

2.根据权利要求1所述的一种超燃冲压发动机隔离段激波串前缘的主动探测方法，其特征在于，还包括如下步骤：

步骤1：将燃烧室进口到进气道唇口沿程的上壁面压力监测点、下壁面压力监测点的动态压力信号分别与压力监测点A0、B0的动态压力信号进行相关性分析，分别求得上壁面压力监测点、下壁面压力监测点的动态压力信号与压力监测点A0、B0的动态压力信号之间的皮尔逊相关系数；

步骤2：根据上壁面压力监测点、下壁面压力监测点的动态压力信号的能量谱密度的大小和皮尔逊相关系数判断激波串大分离区偏向上壁面还是下壁面。

3.根据权利要求2所述的一种超燃冲压发动机隔离段激波串前缘的主动探测方法，其特征在于，步骤2中，根据上或下壁面各压力监测点与其所在壁面燃烧室进口压力监测点动态压力数据之间的皮尔逊相关性系数均为0.95以上，且该壁面压力快速傅里叶变换的能量谱密度低于另一壁面，作为激波串大分离区偏向判据。

说明书

技术领域

本发明涉及一种带高超声速进气道的隔离段激波串前缘探测方法，具体涉及到一种基于声振特性的隔离段激波串前缘探测方法。

背景技术

超燃冲压发动机技术是继莱特兄弟的飞机、喷气推进之后的人类航空史上的第三次革命。同时，超燃冲压发动机也是未来涡轮基组合冲压发动机、火箭基组合冲压发动机等吸气式组合推进装置的核心装置。

超燃冲压发动机主要由进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管组成，隔离段是隔离燃烧室和进气道相互作用的部件。高超声速飞行器飞行时，在燃烧室背压作用下隔离段会形成一定长度的“激波串”，当燃烧室反压超过临界值时，激波串会被推出进气道，从而导致进气道不起动。因此，对激波串前缘的探测是超燃冲压发动机的核心技术。如果能准确探测到激波串前缘位置，在激波串前缘被推出进气道唇口的“临界状态”前，及时调整飞行器姿态和燃油喷注规律，能有效预防进气道不起动。

现有激波串前缘探测还不成熟。在这些探测方法中，影响最大的是Le D.B.等人2008 年提出的三种确定激波串前缘位置的方法(AIAA Journal of Propulsion andPower,Vol.24, No.5,pp:1035-1041)：压力升高150％的方法、压力标准差提高150％的方法和最大压力标准差方法。激波串前缘本质上是燃烧室反压对上游流场影响的分界面，在物理上通常表现为分离激波和边界层快速增长的位置，其压力升高的程度本质上决定于激波串前缘激波的强度；而压力标准差的大小决定于激波串前缘湍流发展状况。目前公开发表的这些探测方法大多以150％作为阈值，具有强烈的经验色彩，不能体现流动固有的物理属性，因此，其准确性并不高、通用性不强。

原因在于这些探测方法并未反映激波串前缘流动所具有的物理特性。例如，对于压力升高150％这种探测标准，如果有发自唇口的激波、或者壁面粗糙颗粒诱发波系的干扰，可能会造成误判；而对于压力标准差提高150％和最大压力标准差这两种探测标准，其准确性也会受到非稳态激波运动的影响，例如，当唇口钝化角度较大、或者攻角较大时，钝化的唇口激波可能会脱体，从而带来误判。

从技术层面讲，基于压力标准差的激波串前缘探测方法的准确性与数据的时间窗口密切相关。时间样本数据太少，则准确性不高，时间样本数据大，则探测激波串前缘不及时。由于进气道不起动是一个毫秒量级的瞬态过程，获得满足要求的时间窗口的动态压力数据时进气道可能已经陷入不起动。

John R.Hutzel等人在2011年第49届“AIAA Aerospace Sciences Meeting”上对各种激波串前缘位置探测方法进行了总结和比较(报告号：AIAA 2011-402)。除了上述三种方法，还包括了功率谱方法、沿程压力分布方法和背压拟合方法。从效果上讲，功率谱方法的精度对动态压力数据的时间窗口要求很高，沿程压力分布方法不能排除杂波的干扰，而背压拟合明显带有人为经验，准确性较差。

专利(申请号：201610152433.8)提出一种基于3个压力测点的激波串前缘探测方法，这种探测方法尽管探测速度可以大幅度提高、且可以不需要大量的历史数据，但探测点减少导致传感器测量的空间分辨率不足，将会大幅度降低激波串前缘位置的探测精度。

综上所述，目前超燃冲压发动机激波串前缘的探测仍然是高超声速飞行器控制的关键技术，现有的激波串前缘探测对于带前体和进气道等复杂形状的超燃冲压发动机隔离段，尚缺少能实时、快速、准确的满足工程实际需要的激波串前缘探测方法。

发明内容

针对上述问题，本发明的目的是提供一种能根据超燃冲压发动机燃烧室进口压力振荡的声学特性来探测隔离段激波串前缘的方法。该发明基于声波在流场中的传播特性，具有坚实的理论基础，同时，克服了现有探测方法的准确性太依赖于经验阈值的选取这一缺点。

为实现上述目的，本发明采取以下技术方案：

一种超燃冲压发动机隔离段激波串前缘的主动探测装置，包括设置于燃烧室进口以及燃烧室进口到进气道唇口沿程的压力监测点上的动态压力传感器、快速傅里叶变换数据分析模块、脉动压力纵向梯度数据分析模块；所述动态压力传感器分别连接并将所监测动态压力信号传输给快速傅里叶变换数据分析模块、脉动压力纵向梯度数据分析模块；

所述燃烧室进口动态压力传感器用于测量燃烧室的燃烧脉动特性所造成的动态反压；

所述燃烧室进口到进气道唇口沿程的动态压力传感器用于测量从燃烧室进口向进气道唇口，亚声速边界层区域声波的逆流传播通道上压力动态特性，监控燃烧室动态反压逆流传播特性；

所述快速傅里叶变换数据分析模块用于分析各压力监测点的频谱特性；

所述脉动压力纵向梯度数据分析模块用于计算各压力监测点脉动压力的纵向梯度。

进一步的，还包括相关性分析模块，所述相关性分析模块用于分析从燃烧室出口到进气道唇口沿程，各压力监测点动态压力与其所在壁面的燃烧室进口压力监测点的动态压力的相关性，获知燃烧室动态反压的传播特性；所述动态压力传感器连接并将所监测动态压力信号传输给相关性分析模块。

一种超燃冲压发动机隔离段激波串前缘的主动探测方法，利用发动机燃烧室燃烧的声学振荡特性来探测激波串前缘。

进一步的，包括如下步骤：

步骤1：在发动机的燃烧室进口以及燃烧室进口到进气道唇口沿程的上壁面和下壁面分别布置若干个动态压力监测点，并获得各压力监测点的空间坐标；在各压力监测点分别设置动态压力传感器；记燃烧室进口上壁面的压力监测点为A0，燃烧室进口下壁面的压力监测点为B0；

步骤2：实时采集各压力监测点的动态压力，获得燃烧室进口和沿程各个压力监测点的时间序列动态压力信号；

步骤3：计算各压力监测点的压力频谱特性，并将燃烧室进口到进气道唇口沿程上壁面压力监测点、下壁面压力监测点的频谱特性分别与压力监测点A0、B0的频谱特性比较，压力主振荡频率与压力监测点A0、B0的压力振荡频率相等的压力监测点均为燃烧脉动压力的影响区域；

步骤4：计算燃烧脉动压力的影响区域内各压力监测点的脉动压力的纵向压力梯度极值，脉动压力的纵向压力梯度极值最大压力监测点为激波串前缘。

进一步的，还包括如下步骤：

步骤1：将燃烧室进口到进气道唇口沿程的上壁面压力监测点、下壁面压力监测点的动态压力信号分别与压力监测点A0、B0的动态压力信号进行相关性分析，分别求得上壁面压力监测点、下壁面压力监测点的动态压力信号与压力监测点A0、B0的动态压力信号之间的皮尔逊相关系数；

步骤2：根据上壁面压力监测点、下壁面压力监测点的动态压力信号的能量谱密度的大小和皮尔逊相关系数判断激波串大分离区偏向上壁面还是下壁面。

进一步的，步骤2中，根据上或下壁面各压力监测点与其所在壁面燃烧室进口压力监测点动态压力数据之间的皮尔逊相关性系数均为0.95以上，且该壁面压力快速傅里叶变换的能量谱密度远低于另一壁面，作为激波串大分离区偏向判据。

本发明具有如下有益效果：

1、本探测方法基于声波传播的理论，不依赖于经验值的选取。

2、本探测方法不仅适用于等直隔离段，也适用于真实的超燃冲压发动机复杂几何形状的隔离段激波串前缘和普通超声速冲压发动机结尾正激波位置的探测。

3、本探测方法不仅可以判断带进气道的真实超燃冲压发动机隔离段激波串前缘的位置，还能判断出激波串大分离区是偏向上壁面还是下壁面这一重要流动特征。

附图说明

图1是激波串前缘位置探测算法的流程图；

图2是进气道-隔离段激波串前缘探测原理及内部动态压力监测位置编号的示意图；

图3是进气道内部激波串及分离泡的示意图。

具体实施方式

本发明提供一种超燃冲压发动机隔离段激波串前缘的探测方法。超燃冲压发动机燃烧室的燃烧并不稳定，不稳定燃烧是重要的声源，其声振脉动信息会通过边界层亚声速通道向上游传播，而激波串前缘就是这种信息传播的分水岭。在激波串前缘的上游，这种来自燃烧室脉动燃烧的信息迅速衰减。基于这一原理，在燃烧室进口的上下壁面，以及燃烧室进口至进气道唇口沿程的上下壁面布置若干个动态压力测点。根据这些动态压力测点的数据，采用本探测方法能准确判断激波串前缘的位置，从而为飞行器的姿态以及供油规律提供指导。

本发明采用如下技术方案：

1、以发动机点火流场稳定后某一时刻为初始时刻，记作t0＝0。从此刻开始，获得燃烧室进口压力监测点的动态压力数据，通过快速傅里叶变换计算该点压力的频谱特性。

2、从0时刻开始，实时测量各点动态压力，获得0、1、2、3、、...、N等测点的动态压力数据，通过快速傅里叶变换计算各测点的频谱特性。

3、比较从燃烧室进口到进气道唇口沿程测点边界层流场的频谱特性，主振荡频率与燃烧室振荡频率相等的位置均为燃烧脉动的影响区域。压力脉动的空间导数

达到最大值、且主振荡频率与燃烧室振荡频率相等的位置为激波串前缘。

4、从t0＝0时刻开始，对上下壁面各点Ai、Bi的动态压力数据与燃烧室进口A0、 B0处动态压力数据进行相关性分析，获得皮尔逊相关系数

其中，pb,i为燃烧室进口处的动态压力， 是其时间平均值，i表示数据标号，M 表示动态压力数据的个数；pi表示沿程任意测点的动态压力， 是其时间平均值。

5、根据能量谱的大小和相关系数初步判断激波串大分离区偏向上壁面还是下壁面；

下面结合附图和实施例对本发明的进行详细的描述。所描述的示意性实施例及其说明仅用于解释本发明，并不构成本发明的不当限定。

本算例提供的算法适用于带进气道的超燃冲压发动机隔离段，理论上本发明提供的方法也适用于各种截面的等直和非等直隔离段。

如图2所示，本发明中唇口板内壁面压力监测点从燃烧室进口到唇口依次编号为A0、A1...AN，而与前体相连的壁面压力监测点从燃烧室进口到进气道上游依次编号为 B0、B1...BN。对每一种型号的发动机，这些编号对应的位置坐标(x,y)可以提前确定。

如图3所示，带二元进气道的超燃冲压发动机隔离段内部具有激波串的典型特征，本发明可以表征唇口激波诱导的分离泡分离点S和再附点R(如果唇口反射激波没有诱导分离也可探测出来)以及激波串前缘的位置AS、BS。

激波串前缘探测流程参见图1。第一步，要建立动态压力传感器的编号(如图2所示)与其空间坐标位置(x,y)之间的一一对应关系。此工作在地面即可完成并输入计算机。在此基础上，按照下述步骤开展激波串前缘的探测工作：

步骤1：实时采集燃烧室进口动态压力和发动机进气道-隔离段各监测点的动态压力，获得燃烧室进口和沿程各个监测点的时间序列动态压力信号；

步骤2：对燃烧室进口和沿程各监测点动态压力进行快速傅里叶变换，获得燃烧室进口和各监测点动态压力的频谱特性；

步骤3：根据各点动态压力功率谱频率的大小，初步预判燃烧室脉动压力扰动逆流传播的影响范围；

步骤4：根据燃烧室动态压力信号在激波串边界层亚声速区的逆向传播机制，比较声源信号和各点动态压力功率谱密度的主振荡频率和脉动压力的纵向压力梯度极值，最终确定激波串前缘的位置。

根据上述步骤，能初步判断出二元截面超燃冲压发动机的进气道-隔离段内部激波串前缘的位置，但对于带进气道的超燃冲压发动机隔离段真实流动，其激波串不可能保持对称，其大面积分离区必然偏向上壁面或者下壁面，上述步骤还不能判断出激波串大面积分离区偏向上壁面还是下壁面。

下面的分析将获得激波串大面积分离区偏向哪一侧这一流动特征，从而在地面就能大致获得隔离段激波串的主要流场特征。

步骤5：求得各监测点壁面动态压力信号与燃烧室进口压力信号之间的皮尔逊相关系数。

步骤6：根据各点与燃烧室进口动态压力数据之间的相关性系数均为0.95以上，且这一侧的壁面压力快速傅里叶变换的能量谱密度远低于另一侧，则判断出激波串大面积分离区偏向哪一侧。

步骤7：通过实时监测统计，可以获得激波串前缘的运动轨迹，并发送到地面观测站。通过实时、反复利用步骤1到步骤7的探测方法，既可以动态追踪不同工况下隔离段内部激波串前缘的位置变化，还能通过监测统计数据反复推算和验证该位置的探测是否正确。从而为超燃冲压发动机的控制提供强有力的支持、保证超燃冲压发动机推进系统健康、安全地工作。

本发明主要基于声波传播和超燃冲压发动机隔离段内部湍流流动的物理特征，因此，理论上不受隔离段几何形状的限制。对于非二维矩形截面的隔离段，只要布置足够空间分辨率的动态压力测量信号，理论上也能检测出三维形态的激波串前缘位置。

本领域的工程技术人员很清楚本发明不局限于上述讨论的示例，有可能对其进行若干改变和修改，而不脱离权利要求书限定的本发明的范围。尽管已经在附图和说明书中详尽说明了本发明，但该描述或说明仅仅是示意性的，而不是限定性的。本发明并不限于所公开的实施例。

以上实施例仅仅用于说明本发明的技术思想，不能以此限定本发明的保护范围。凡是按照本发明提出的技术思想，在技术基础上所做的任何改动，均落入本发明保护范围之内。

一种超燃冲压发动机隔离段激波串前缘的主动探测方法专利购买费用说明

Q：办理专利转让的流程及所需资料

A：专利权人变更需要办理著录项目变更手续，有代理机构的，变更手续应当由代理机构办理。

1：专利变更应当使用专利局统一制作的“著录项目变更申报书”提出。

2：按规定缴纳著录项目变更手续费。

3：同时提交相关证明文件原件。

4：专利权转移的，变更后的专利权人委托新专利代理机构的，应当提交变更后的全体专利申请人签字或者盖章的委托书。

Q:专利著录项目变更费用如何缴交

A：（1）直接到国家知识产权局受理大厅收费窗口缴纳,（2）通过代办处缴纳，（3）通过邮局或者银行汇款,更多缴纳方式

Q：专利转让变更，多久能出结果

A：著录项目变更请求书递交后，一般1-2个月左右就会收到通知，国家知识产权局会下达《转让手续合格通知书》。