专利名称：一种可变形鼓包进气道的鼓包型面变形实现方法
技术领域：
本发明涉及一种变体飞机技术领域中的自适应进气道技术，尤其涉及一种可变形鼓包进气道的鼓包型面变形实现方法。该方法使得鼓包产生光滑平整的凹陷变形，得到较大的气流通量变化，以兼顾不同飞行状态下的发动机推力性能和进发匹配特性。
背景技术：
进气道是飞机发动机中的重要部件，它对进入发动机的气流进行初步压缩和调整，使得压气机入口处的气流尽量平稳。在不同飞行条件下，需要调节喉道面积和进气道形状以满足发动机进气量需求并降低飞行阻力。F-15、SU-27等飞机采用可调的二元进气道，进口处设计了可动压缩斜板，对进气量进行控制，也有将可调挡板布置在两侧进气道的外罩。但尖唇缘导致了飞机低速性能差，且结构重量、成本和占据空间的增加，使得其综合效率低下，复杂的调节系统带来隐身性能差等问题，更是无法满足四代机的要求。
近年来，在先进战斗机的进气道设计中，越来越多的采用DSI进气道，又称“三维鼓包式无附面层隔道进气道”。这种进气道采用一个固定的鼓包对气流进行压缩，满足设计飞行条件下的进气通量需求，并消除附面层影响，达到简化结构和减少雷达反射的目的。但是在设计过程中，鼓包的形状不可调节，只能满足一定马赫数下的进发匹配性能，当飞行速度不在设计最优速度范围时，则面临进气道高低速性能差的难题。通过分析进气道设计要求，本发明提出了适应不同飞行状态的可变形鼓包进气道概念。在DSI进气系统基础上，采用驱动系统对进气道鼓包的局部区域进行驱动，改变鼓包的压缩面型面形状，调节进气道的喉道面积，从而满足不同发动机流量需求，并改善进发匹配特性。
发明内容本发明针对可变形鼓包进气道的鼓包压缩型面调节问题，提供了一种鼓包型面变形实现方法，旨在解决可变形鼓包进气道中鼓包型面的形状控制问题，兼顾驱动力、驱动能量、通量变化和型面平整度等因素，对鼓包变形的驱动方案进行优化，使得DSI进气道通量产生可行的改变，满足不同飞行状态下的推力性能和进发匹配特性。本发明所述的可变形鼓包进气道的鼓包型面变形设计方法，其包括以下步骤:
1)选取先进战斗机鼓包进气道作为研究对象，建立鼓包变形区域模型，该鼓包采用超弹性材料制成；
2)研究鼓包变形区域的加载位置与驱动所需载荷及变形后的型面平整度之间的关系，以优化加载装置的布置，确定最优的加载区域；
3)优化加载方案和加载位置，采用两步加载:先对鼓包变形区域中心进行加载，将其驱动至预定变形量，然后对鼓包变形区域中最优的加载位置进行加载进而实现形状调节，得到光滑平整的型面，从而以最优的载荷需求实现鼓包变形区域的变形和形状控制，并给出变形平整度评估；
4)按照步骤3)得到的加载位置安装鼓包型面形状控制装置，在鼓包处机身内侧空间布置驱动系统，对鼓包型面进行面外方向的调节，实现可变形鼓包进气道的鼓包型面形状控制。
上述步骤I)所述鼓包变形区域模型的建立是针对鼓包进气道中的鼓包型面，在喉道位置处选取一近似椭圆底的椭球壳体区域作为鼓包变形区，该鼓包变形区包括变形区域和搭接区域。所述步骤2)的具体过程为:
2.1)采用数值仿真技术，对鼓包变形区域模型进行加载，用多加载点同步位移加载模拟刚框协调加载，研究鼓包壳面的变形机理；
2.2)变化加载点布置位置进行仿真，分析不同加载点布置情况下对驱动所需载荷特性及变形后型面平整度的影响，确定最优的加载位置。所述步骤4)的鼓包型面形状控制装置包括作动筒、刚框及连接杆，三者均布置在鼓包处的机身内侧，作动筒对应鼓包变形区域固定，刚框安装在作动筒的活塞上，若干根连接杆一端固定在刚框上，另一端连接鼓包壳面，由作动筒同步驱动，通过刚框协调加载，作用在鼓包变形区域上。本发明的方法可以实现鼓包进气道中鼓包型面的局部可调变形，从而改变进气道喉道面积，提供一种可变形鼓包进气道的实现方法。本发明采用分步加载实现鼓包型面变形和形状控制，所需载荷水平小且载荷曲线平缓，鼓包壳面应变水平适中，变形后鼓包型面平整，进气道气流通量改变效果明显，以兼顾不同飞行状态下的发动机推力性能和进发匹配特性。
图1 (a)鼓包局部可调的可变形鼓包进气道，
图1 (b)是图1a中A-A向截面图，
图2鼓包变形区模型参数，
图3驱动方案，
图4壳面等高度椭圆加载框参数，
图5变形后的壳面形状，
图6变形后壳面顺来流方向剖面，
图7变形后壳面垂直来流方向剖面，
图8加载中顺来流方向对称剖面变化过程，
图9刚框加载下总载荷位移曲线和应变能位移曲线，
图10加载框长度对载荷位移曲线的影响，
图11加载框到长轴的距离对载荷位移曲线的影响，
图12两步加载过程壳面形状，
图13两步加载过程总载荷位移曲线和应变能位移曲线，
图14变形后截面积变化量及平整度。具体实 施方式本发明的设计方法具体实施方式
如下:
(I)根据四代机鼓包进气道中的鼓包型面形状，选取变形区并建立力学模型。鼓包进气道中的鼓包型面是一个经过气动设计的三维型面，在喉道位置处选取适当大小的区域作为鼓包变形区，为一近似椭圆底的椭球壳体。通过实现局部变形区的可调变形，从而改变进气道喉道面积，提供一种可变形鼓包进气道的设计方法，如图1(a)和图1(b)所示。建立模型包括变形区域和搭接区域。如图2所示，搭接区域的边界固定支撑，厚度为4mm，变形区域厚度为2mm，定义材料为各向同性线弹性材料，弹性模型A=70GPa，泊松比 V =0.3。(2)设计驱动方式，对鼓包型面进行面外方向的调节，产生局部区域的型面可调变形。根据进气道的结构空间进行布局，设计一种液压作动筒配合刚框加载的驱动方案，如图3所示，作动筒、刚框及连接杆均布置在鼓包处的机身内侧，作动筒对应鼓包变形区域固定在飞机结构上，刚框安装在作动筒的活塞杆上，若干根连接杆一端固定在刚框上，另一端连接鼓包壳面。由作动筒同步驱动，通过刚框协调加载，作用在壳面上。(3)采用数值仿真技术，对鼓包变形区的模型进行加载，研究鼓包壳面变形的机理。利用ABAQUS软件进行仿真，在变形区域内分布加载点，施加同步位移载荷，模拟刚框的协调加载。在加载点沿壳面等高度线分布的情况下对变形区进行加载，分析壳面的型面变形、应变分布以及驱动所需载荷和能量，研究其变形机理。如图4所不加载点椭圆线分布情况,加载点处在未变形壳面上同一高度,取初始参数为:加载框沿·气流方向跨度与加载区长轴之比z/a=0.37，加载框离长轴的距离与加载区短半轴之比_f/6=0.5，以及每个加载框上与壳面连接的加载点的个数/7=3。在上述位置进行加载，驱动壳面产生变形达到要求的通量变化，加载结果如图5所示(云图为加载后壳面各点的高度，白色实线为加载框位置)，变形区中间下凹，形成光滑的型面。为描述变形后的曲面形状，在ABAQUS后处理中分别沿来流方向和垂直来流方向取出一系列截面曲线，如图6和图7所示，型面沿来流方向以及垂直来流方向都呈现双波峰曲线。为研究鼓包壳面的变形机理，对仿真结果进行处理分析，如图8所示为加载过程中沿来流对称剖面的变化过程，加载点的总载荷位移曲线以及结构应变能随加载过程的变化曲线如图9所示。结构在A点时处于初始稳态构型，加载过程中，由于加载位置不在壳面中心，壳面先发生局部变形，加载点区域下凹，中间凸起；随着驱动载荷增大，变形增加且影响区域扩大，结构中的应变能也不断增加；在8点处载荷达到局部屈曲临界载荷，结构中间凸起部分发生局部屈曲，由于分析采用准静态过程，屈曲之后的变形过程比较缓慢，在该过程中随着变形的缓慢增加，驱动系统提供的平衡力减小，结构的应变能缓慢增加；当加载到C点时，发生局部跳变，中间凹陷，应变能快速释放，在短时间内载荷大幅度下降，并产生较大的位移滑移；按所需形变量继续加载到D型面，结构没有发生整体跳变，维持D型面构型需要依靠一定的载荷。得出的数据结果有:总载荷峰值33.4kN,维持变形后构型所需载荷为6.9kN, 一次加载需要输入能量466J。变形过程中，壳面出现最大拉伸应变为13800 μ ε，最大压缩应变为 17000 μ ε。(4)对加载点位置进行变参研究，分析其对驱动所需载荷特性及变形后型面平整度的影响。分别对第(3)步中初始参数案例中的x/a, y/b和η进行变参，将结构加载到相同的预定变形量，得到仿真结果并处理，对加载过程中的载荷峰值、维持载荷、应变水平及变形后的型面形状进行比较。如图10所示为不同长度椭圆加载框加载下的载荷位移曲线(其中z/a=0表示在短轴上单点加载，z/a=0.5表示闭合的单框加载)，结果表明，加载框长度对型面的变形影响不大，型面沿来流方向以及垂直来流方向都主要呈现双波峰曲线。最终形变在局部有凸起，且随着加载框长度减小，局部凸起增加。闭合单框加载时变形区较光滑。随着加载框长度增加，结构变形过程中所需载荷峰值增大，而最终的维持载荷基本不变，这是由于在加载过程中，结构需要经过壳面中间部位的局部跳变，加载框越长，积累在壳体中间凸起部位的应变能则越多，所需载荷峰值越大。另外可以看到，随着加载框长度减小，跳变的发生推迟，载荷位移曲线比较平缓。最大拉伸应变水平在1000(Γ16000 μ ε，最大压缩应变水平在13000^20000 μ ε 。如图11所示为椭圆加载框到长轴的距离对载荷位移曲线的影响，结果表明，型面沿来流方向以及垂直来流方向都主要呈现双波峰曲线。当加载点靠近壳面中心时，由于加载过程中没有发生跳变，其载荷位移曲线很平缓。而随着加载框位置向外移动，局部跳变产生并逐渐推迟，跳变覆盖的壳面面积增加，出现的载荷峰值急剧增大，变形过程中结构内的应变峰值增大，而维持载荷保持在6kN 9kN，变化不大。载框要与壳面连接，可以是多点连接，也可以是整体连接，不同的连接方式对加工和装配工艺要求不同，同时对结构重量也有影响。对椭圆框与壳面连接点数η进行变参仿真，结果显示，加载点个数对对总载荷峰值以及变形后的维持载荷大小影响很小，但布置多个加载点数量可以减少局部凹凸，使得变形区域平滑，壳面应力集中减小，最大压缩应变降低。(5)设计分步加载方案，完成变形和形状控制，评估变形效果。从上一节的加载方案设计结论得出，加载位置越靠近中心，临界载荷越小。但是这时的变形不满足设计要求，需要对形状进行控制，即利用刚框进行加载。综合考虑驱动系统的布局和形变要求，选择两步加载方案，先由主驱动器对壳面中心进行加载，将鼓包变形区驱动至预定变形量，然后由辅助驱动器带动刚框对变形区进行形状调节，以达到设计要求。具体加载步骤:第一步在中心点向下加66mm位移载荷,第二步卸去第一步的加载，同时在_f/6=0.3，x/a=0.5区域向下加位移载荷使变形平坦，加载过程的壳面形状如图12所示。对有限元仿真结果进行处理，分别得到两步加载的驱动器载荷随时间变化曲线如图13 (a)和(b)所示，载荷峰值分别为6.4kN和7.0kN。变形后维持载荷为7.0kN，一次加载需要输入能量540J。变形过程中，在加载点处出现结构中最大拉伸应变为13000 μ ε，最大压缩应变为16000 μ ε。为评估鼓包进气道的进气通量变化，需计算鼓包的变形量，下面给出一种评估方法。在有限元分析结果中，提取变形区壳面各点垂直底面圆方向的坐标，进行处理后近似得到变形后壳面的平均拱高，与原壳面垂直来流方向的对称剖面拱高对比，得到截面积变化量作为评估进气通量变化的依据。如图14所示，计算得到椭圆框加载变形后AS=0.019m2。鼓包型面的平整度也是形状控制的重要目标，对鼓包进气道的工作性能有很大影响。型面的平整度主要 包括两方面:一是从整体尺寸来看，鼓包变形后要求尽量减小波峰的高度，避免气流流过时产生分离；二是从局部来看，要求减少局部的凹凸，使得型面光滑，避免产生气流扰动。定义变形后壳面各点高度与平均拱高的最大差值为，表征型面整体尺寸的平整度。本案例中」么 =18.63mm，出现在中心下凹处，通过加载调整后的型面光滑平整。
本发明具体应用途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，
对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以作出若干改进，这些改 进也应视为本发明的保护范围。
权利要求
1.一种可变形鼓包进气道的鼓包型面变形实现方法，其特征在于包括以下步骤: 1)选取先进战斗机鼓包进气道作为研究对象，建立鼓包变形区域模型，该鼓包采用超弹性材料制成； 2)研究鼓包变形区域的加载位置与驱动所需载荷及变形后的型面平整度之间的关系，以优化加载装置的布置，确定最优的加载区域； 3)优化加载方案和加载位置，采用两步加载:先对鼓包变形区域中心进行加载，将其驱动至预定变形量，然后对鼓包变形区域中最优的加载位置进行加载进实现形状调节，得到光滑平整的型面，从而以最优的载荷需求实现鼓包变形区域的变形和形状控制，并给出变形平整度评估； 4)按照步骤3)得到的加载位置安装鼓包型面形状控制装置，在鼓包处机身内侧空间布置驱动系统，对鼓包型面进行面外方向的调节，实现可变形鼓包进气道的鼓包型面形状控制。
2.根据权利要求1所述的可变形鼓包进气道的鼓包型面变形实现方法，其特征在于，步骤I)所述鼓包变形区域模型的建立是针对鼓包进气道中的鼓包型面，在喉道位置处选取一近似椭圆 底的椭球壳体区域作为鼓包变形区，该鼓包变形区包括变形区域和搭接区域。
3.根据权利要求2所述的可变形鼓包进气道的鼓包型面变形实现方法，其特征在于，所述步骤2)的具体过程为: 2.1)采用数值仿真技术，对鼓包变形区域模型进行加载，用多加载点同步位移加载模拟刚框协调加载，研究鼓包壳面的变形机理； 2.2)变化加载点布置位置进行仿真，分析不同加载点布置情况下对驱动所需载荷特性及变形后型面平整度的影响，确定最优的加载位置。
4.根据权利要求1所述的可变形鼓包进气道的鼓包型面变形实现方法，其特征在于，步骤4)所述的鼓包型面形状控制装置包括作动筒、刚框及连接杆，三者均布置在鼓包处的机身内侧，作动筒对应鼓包变形区域固定，刚框安装在作动筒的活塞上，若干根连接杆一端固定在刚框上，另一端连接鼓包壳面，由作动筒同步驱动，通过刚框协调加载，作用在鼓包变形区域上。
全文摘要
本发明公开了一种可变形鼓包进气道的鼓包型面变形实现方法，先选取鼓包进气道作为研究对象，建立鼓包变形区域模型，研究变形区域加载位置与所需载荷及变形后的型面平整度之间的关系，优化加载装置的布置，确定最优的加载区域；优化加载方案和加载位置，先对鼓包变形区域中心进行加载，将其驱动至预定变形量，然后对鼓包变形区域中最优的加载位置进行加载进而实现形状调节，得到光滑平整的型面；安装鼓包型面形状控制装置，在鼓包处机身内侧空间布置驱动系统，对鼓包型面进行面外方向的调节，实现可变形鼓包进气道的鼓包型面形状控制。该发明使得进气道气流通量改变效果明显，兼顾不同飞行状态下的发动机推力性能和进发匹配特性。
文档编号F02C7/042GK103225542SQ20131012473
公开日2013年7月31日 申请日期2013年4月11日 优先权日2013年4月11日
发明者周丽, 程文杰, 张平, 邱涛 申请人:南京航空航天大学