本發(fā)明涉及航空結(jié)構(gòu)設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種進(jìn)氣道主承載結(jié)構(gòu)及進(jìn)氣道主承載結(jié)構(gòu)變形控制方法。

背景技術(shù)：

對于最大飛行M數(shù)為超音速的飛機(jī)，進(jìn)氣道/發(fā)動機(jī)的匹配問題始終是一個棘手的問題。飛機(jī)從靜止到起飛狀態(tài)，來流速度由零逐漸增加，由于來流速度很低，進(jìn)入進(jìn)氣道的氣流會從周圍環(huán)境被抽吸進(jìn)來，使進(jìn)氣道內(nèi)氣流出現(xiàn)分離，進(jìn)氣道唇緣越薄，這種氣流分離越嚴(yán)重，造成進(jìn)氣道喉道堵塞，使發(fā)動機(jī)進(jìn)口流場畸變增大，總壓損失增加，推力損失增大，飛機(jī)滑跑距離增加。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的是提供一種進(jìn)氣道主承載結(jié)構(gòu)結(jié)構(gòu)及進(jìn)氣道主承載結(jié)構(gòu)變形控制方法，以解決或至少減輕背景技術(shù)中所存在的至少一處的問題。

本發(fā)明的技術(shù)方案是：提供一種進(jìn)氣道主承載結(jié)構(gòu)，主承載結(jié)構(gòu)的材料采用記憶合金，所述主承載結(jié)構(gòu)為懸臂支撐梁，一端與固定支撐結(jié)構(gòu)固定連接，另一端為自由端；所述主承載結(jié)構(gòu)的材料纖維方向與所述固定支撐結(jié)構(gòu)垂直。

優(yōu)選地，所述主承載結(jié)構(gòu)與固定支撐結(jié)構(gòu)連接的一端厚度為δ，自由端厚度為0.5δ，主承載結(jié)構(gòu)的厚度自固定端向自由端線性遞減。

優(yōu)選地，所述主承載結(jié)構(gòu)通過維形鋼索與蒙皮內(nèi)表面連接，所述維形鋼索沿所述主承載結(jié)構(gòu)均布設(shè)置。

優(yōu)選地，所述蒙皮內(nèi)表面及主承載結(jié)構(gòu)的表面設(shè)置有多個應(yīng)變傳感器。

本發(fā)明還提供給了一種進(jìn)氣道主承載結(jié)構(gòu)變形控制方法，用于控制如上所述的進(jìn)氣道主承載結(jié)構(gòu)的變形，包含以下步驟：

步驟一、根據(jù)飛機(jī)進(jìn)發(fā)匹配要求設(shè)計飛機(jī)在不同飛行速度下的唇口形狀控制律，所述進(jìn)發(fā)匹配是指進(jìn)氣道流量與發(fā)動機(jī)的匹配；

步驟二、根據(jù)由記憶合金構(gòu)成的主承載結(jié)構(gòu)的變形與溫度的對應(yīng)關(guān)系設(shè)計所述主承載結(jié)構(gòu)的溫度控制律；

步驟三、獲取當(dāng)前飛行狀態(tài)，確定當(dāng)前飛行狀態(tài)對應(yīng)的唇口形狀控制律輸入，并依次確定溫度控制律的輸入；

步驟四、根據(jù)溫度控制律的輸入控制由蒙皮構(gòu)成的封閉空腔內(nèi)的溫度，控制主承載結(jié)構(gòu)的形狀變化量。

在上述進(jìn)氣道主承載結(jié)構(gòu)變形控制方法中，優(yōu)選地，所述主承載結(jié)構(gòu)通過維形鋼索與蒙皮的內(nèi)表面連接；所述步驟二還包含設(shè)計蒙皮變形對主承載結(jié)構(gòu)的第一控制率，及外載對主承載結(jié)構(gòu)的第二控制率；所述步驟三中還包含依次輸入第二控制率與第三控制率。

在上述進(jìn)氣道主承載結(jié)構(gòu)變形控制方法中，優(yōu)選地，蒙皮構(gòu)成的封閉空腔連接有熱氣罐和冷氣罐，通過控制熱氣罐與冷氣罐向封閉空腔內(nèi)輸入氣體調(diào)節(jié)封閉空腔內(nèi)的溫度。

在上述進(jìn)氣道主承載結(jié)構(gòu)變形控制方法中，優(yōu)選地，所述蒙皮內(nèi)表面設(shè)置有多個應(yīng)變傳感器，所述應(yīng)變傳感器用于感應(yīng)蒙皮的變形；所述蒙皮形成的封閉空腔連接有壓力控制機(jī)構(gòu)，所述步驟二中蒙皮變形通過壓力控制機(jī)構(gòu)驅(qū)動，所述壓力控制機(jī)構(gòu)接收應(yīng)變傳感器的信號，控制封閉空腔內(nèi)的壓力。

本發(fā)明還提供了一種飛機(jī)，所述飛機(jī)包含如上所述的主承載結(jié)構(gòu)。

本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)在于：本發(fā)明提供了一種進(jìn)氣道主承載結(jié)構(gòu)及進(jìn)氣道主承載結(jié)構(gòu)變形控制方法，進(jìn)氣道的主承載結(jié)構(gòu)能夠在一定范圍內(nèi)反復(fù)改變形狀，進(jìn)而使唇口能夠在一定范圍內(nèi)反復(fù)改變形狀，根據(jù)實際飛行速度，設(shè)定合適的進(jìn)氣道主承載結(jié)構(gòu)的變形，解決了現(xiàn)有技術(shù)中唇口結(jié)構(gòu)不可調(diào)節(jié)的問題，使進(jìn)氣道在不同飛行狀態(tài)下都具有最優(yōu)的氣動性能和進(jìn)發(fā)匹配特性。

附圖說明

圖1是本發(fā)明一實施例的進(jìn)氣道主承載結(jié)構(gòu)的示意圖。

圖2是圖1所示的進(jìn)氣道主承載結(jié)構(gòu)中應(yīng)變傳感器的分布示意圖。

其中，1-主承載結(jié)構(gòu)，2-固定支撐結(jié)構(gòu)，3-蒙皮，4-維形鋼索，5-應(yīng)變傳感器，坐標(biāo)系X方向為飛機(jī)的航向。

具體實施方式

為使本發(fā)明實施的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點(diǎn)更加清楚，下面將結(jié)合本發(fā)明實施例中的附圖，對本發(fā)明實施例中的技術(shù)方案進(jìn)行更加詳細(xì)的描述。在附圖中，自始至終相同或類似的標(biāo)號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實施例是本發(fā)明一部分實施例，而不是全部的實施例。下面通過參考附圖描述的實施例是示例性的，旨在用于解釋本發(fā)明，而不能理解為對本發(fā)明的限制。基于本發(fā)明中的實施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員在沒有作出創(chuàng)造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。下面結(jié)合附圖對本發(fā)明的實施例進(jìn)行詳細(xì)說明。

在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術(shù)語“中心”、“縱向”、“橫向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“頂”、“底”“內(nèi)”、“外”等指示的方位或位置關(guān)系為基于附圖所示的方位或位置關(guān)系，僅是為了便于描述本發(fā)明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構(gòu)造和操作，因此不能理解為對本發(fā)明保護(hù)范圍的限制。

超音速進(jìn)氣道為了滿足與發(fā)動機(jī)的流量匹配，需要采用進(jìn)氣道下唇緣可動的辦法。在低速情況下，可以減小流動分離，降低流場畸變，提高發(fā)動機(jī)推力?？蓜哟骄夁€有另外一個功能便是在超音速飛行情況下，調(diào)節(jié)進(jìn)氣道進(jìn)口的捕獲流量，改變超音速喉道面積，提高進(jìn)/發(fā)匹配性能。

進(jìn)氣道唇口可變形結(jié)構(gòu)可以在較大的范圍內(nèi)改變形狀。飛機(jī)在飛行過程中，需要實時感知唇口上下的形狀，并根據(jù)當(dāng)前的飛行速度對唇口結(jié)構(gòu)進(jìn)行控制，從而增大或減小進(jìn)氣道的進(jìn)氣口面積，以適應(yīng)發(fā)動機(jī)的流量需求和進(jìn)發(fā)匹配性能。本發(fā)明提供了一種進(jìn)氣道主承載結(jié)構(gòu)，通過改變進(jìn)氣道主承載結(jié)構(gòu)1的形狀，改變唇口結(jié)構(gòu)形狀。

如圖1、圖2所示，一種進(jìn)氣道主承載結(jié)構(gòu)，主承載結(jié)構(gòu)1的材料采用記憶合金，主承載結(jié)構(gòu)1為懸臂支撐梁，一端與固定支撐結(jié)構(gòu)2固定連接，另一端為自由端；主承載結(jié)構(gòu)1的材料纖維方向與固定支撐結(jié)構(gòu)2垂直。

主承載結(jié)構(gòu)1采用具有雙程機(jī)翼效應(yīng)的形狀記憶合金材料，通過改變其周圍氣體的溫度改變形狀。經(jīng)過多次試驗對比，結(jié)果顯示主承載結(jié)構(gòu)1的材料的纖維方向與固定支撐結(jié)構(gòu)2垂直，有利于提高記憶合金的反復(fù)變形能力以及承受氣動載荷與柔性蒙皮3影響的能力。

如圖2所示，在本實施例中，主承載結(jié)構(gòu)1與固定支撐結(jié)構(gòu)2連接的一端厚度為δ，自由端厚度為0.5δ，主承載結(jié)構(gòu)的厚度自固定端向自由端線性遞減。自由端的厚度設(shè)計為0.5δ為保守厚度，可以保證結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定性。

設(shè)長度為l，寬度為b，保守設(shè)計在厚度為0.5δ時不失穩(wěn)，假設(shè)氣動載荷通過蒙皮3傳遞給形狀記憶合金的X向力為F₁，且作用于自由端。

則形狀記憶合金的壓應(yīng)力為

形狀記憶合金的彈性臨界應(yīng)力為

其中K_c為壓縮臨界應(yīng)力系數(shù)，μ_e為材料的彈性泊松比，E為材料沿纖維方向的彈性模量。

結(jié)構(gòu)不失穩(wěn)的條件為σ＜σ_cr。

對于主承載結(jié)構(gòu)1的形狀記憶參數(shù)可以通過仿真分析確定，從不同飛行狀態(tài)對唇口的要求確定對應(yīng)主承載結(jié)構(gòu)1的形狀，在形狀記憶合金變形的過程中，氣動載荷對其的影響可導(dǎo)致最終的形狀與理想狀態(tài)有偏差，因此還需要考慮氣動載荷的影響因素，使其自身變形與氣動載荷共同作用的結(jié)果滿足我們的使用要求。形狀記憶合金相當(dāng)于一個懸臂梁結(jié)構(gòu)，坐標(biāo)系如圖2所示。設(shè)氣動載荷通過蒙皮3傳遞給形狀記憶合金的力為F，且作用于梁的懸臂端，根據(jù)材料力學(xué)工程梁理論

梁的撓曲線方程

梁端截面轉(zhuǎn)角

其中l(wèi)為主動變形結(jié)構(gòu)沿纖維方向的長度，E為形狀記憶合金沿纖維方向的彈性模量，I為慣性矩。

對主承載結(jié)構(gòu)1的形狀感知采用在主承載結(jié)構(gòu)的監(jiān)控點(diǎn)粘貼應(yīng)變傳感器5，見圖2，應(yīng)變傳感器5排布方法為均勻等距排布，結(jié)合仿真分析和地面標(biāo)定，感知主承載結(jié)構(gòu)1的形狀變化。

在本實施例中，主承載結(jié)構(gòu)1通過維形鋼索4與蒙皮3內(nèi)表面連接，維形鋼索4沿主承載結(jié)構(gòu)1的長度方向均布設(shè)置。

蒙皮3內(nèi)表面設(shè)置有多個應(yīng)變傳感器5。

本發(fā)明還提供了一種進(jìn)氣道主承載結(jié)構(gòu)變形控制方法，用于控制如上所述的進(jìn)氣道主承載結(jié)構(gòu)的變形，包含以下步驟：

步驟一、根據(jù)飛機(jī)進(jìn)發(fā)匹配要求設(shè)計飛機(jī)在不同飛行速度下的唇口形狀控制律，所述進(jìn)發(fā)匹配是指進(jìn)氣道流量與發(fā)動機(jī)的匹配；

步驟二、根據(jù)由記憶合金構(gòu)成的主承載結(jié)構(gòu)1的變形與溫度的對應(yīng)關(guān)系設(shè)計所述主承載結(jié)構(gòu)1的溫度控制律；

步驟三、獲取當(dāng)前飛行狀態(tài)，確定當(dāng)前飛行狀態(tài)對應(yīng)的唇口形狀控制律輸入，并依次確定溫度控制律的輸入；

步驟四、根據(jù)溫度控制律的輸入控制由蒙皮3構(gòu)成的封閉空腔內(nèi)的溫度，控制主承載結(jié)構(gòu)1的形狀變化量。

通過本方法可以根據(jù)飛機(jī)的不同飛行速度，調(diào)整主承載結(jié)構(gòu)1周邊的氣體溫度，從而改變主承載結(jié)構(gòu)1的形狀，進(jìn)而改變唇口的形狀，以滿足飛機(jī)進(jìn)發(fā)特性的需求。

在本實施例中，所述主承載結(jié)構(gòu)1通過維形鋼索4與蒙皮3的內(nèi)表面連接；所述步驟二還包含設(shè)計蒙皮3變形對主承載結(jié)構(gòu)1的第一控制率，及外載對主承載結(jié)構(gòu)1的第二控制率；所述步驟三中還包含依次輸入第二控制率與第三控制率。

可以理解的是，蒙皮3構(gòu)成的封閉空腔可以連接有熱氣罐和冷氣罐，通過控制熱氣罐與冷氣罐向封閉空腔內(nèi)輸入氣體調(diào)節(jié)封閉空腔內(nèi)的溫度。

在本實施例中，蒙皮3內(nèi)表面設(shè)置有多個應(yīng)變傳感器5，應(yīng)變傳感器5用于感應(yīng)蒙皮3的變形；蒙皮3形成的封閉空腔連接有壓力控制機(jī)構(gòu)，所述步驟二中蒙皮3變形通過壓力控制機(jī)構(gòu)驅(qū)動，所述壓力控制機(jī)構(gòu)接收應(yīng)變傳感器5的信號，控制封閉空腔內(nèi)的壓力。

本發(fā)明還提供了一種飛機(jī)，所述飛機(jī)包含如上所述的主承載結(jié)構(gòu)1。

最后需要指出的是：以上實施例僅用以說明本發(fā)明的技術(shù)方案，而非對其限制。盡管參照前述實施例對本發(fā)明進(jìn)行了詳細(xì)的說明，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解：其依然可以對前述各實施例所記載的技術(shù)方案進(jìn)行修改，或者對其中部分技術(shù)特征進(jìn)行等同替換；而這些修改或者替換，并不使相應(yīng)技術(shù)方案的本質(zhì)脫離本發(fā)明各實施例技術(shù)方案的精神和范圍。