一种进气道主承载结构及进气道主承载结构变形控制方法与流程

本发明涉及航空结构设计技术领域，具体涉及一种进气道主承载结构及进气道主承载结构变形控制方法。

背景技术：

对于最大飞行M数为超音速的飞机，进气道/发动机的匹配问题始终是一个棘手的问题。飞机从静止到起飞状态，来流速度由零逐渐增加，由于来流速度很低，进入进气道的气流会从周围环境被抽吸进来，使进气道内气流出现分离，进气道唇缘越薄，这种气流分离越严重，造成进气道喉道堵塞，使发动机进口流场畸变增大，总压损失增加，推力损失增大，飞机滑跑距离增加。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种进气道主承载结构结构及进气道主承载结构变形控制方法，以解决或至少减轻背景技术中所存在的至少一处的问题。

本发明的技术方案是：提供一种进气道主承载结构，主承载结构的材料采用记忆合金，所述主承载结构为悬臂支撑梁，一端与固定支撑结构固定连接，另一端为自由端；所述主承载结构的材料纤维方向与所述固定支撑结构垂直。

优选地，所述主承载结构与固定支撑结构连接的一端厚度为δ，自由端厚度为0.5δ，主承载结构的厚度自固定端向自由端线性递减。

优选地，所述主承载结构通过维形钢索与蒙皮内表面连接，所述维形钢索沿所述主承载结构均布设置。

优选地，所述蒙皮内表面及主承载结构的表面设置有多个应变传感器。

本发明还提供给了一种进气道主承载结构变形控制方法，用于控制如上所述的进气道主承载结构的变形，包含以下步骤：

步骤一、根据飞机进发匹配要求设计飞机在不同飞行速度下的唇口形状控制律，所述进发匹配是指进气道流量与发动机的匹配；

步骤二、根据由记忆合金构成的主承载结构的变形与温度的对应关系设计所述主承载结构的温度控制律；

步骤三、获取当前飞行状态，确定当前飞行状态对应的唇口形状控制律输入，并依次确定温度控制律的输入；

步骤四、根据温度控制律的输入控制由蒙皮构成的封闭空腔内的温度，控制主承载结构的形状变化量。

在上述进气道主承载结构变形控制方法中，优选地，所述主承载结构通过维形钢索与蒙皮的内表面连接；所述步骤二还包含设计蒙皮变形对主承载结构的第一控制率，及外载对主承载结构的第二控制率；所述步骤三中还包含依次输入第二控制率与第三控制率。

在上述进气道主承载结构变形控制方法中，优选地，蒙皮构成的封闭空腔连接有热气罐和冷气罐，通过控制热气罐与冷气罐向封闭空腔内输入气体调节封闭空腔内的温度。

在上述进气道主承载结构变形控制方法中，优选地，所述蒙皮内表面设置有多个应变传感器，所述应变传感器用于感应蒙皮的变形；所述蒙皮形成的封闭空腔连接有压力控制机构，所述步骤二中蒙皮变形通过压力控制机构驱动，所述压力控制机构接收应变传感器的信号，控制封闭空腔内的压力。

本发明还提供了一种飞机，所述飞机包含如上所述的主承载结构。

本发明的优点在于：本发明提供了一种进气道主承载结构及进气道主承载结构变形控制方法，进气道的主承载结构能够在一定范围内反复改变形状，进而使唇口能够在一定范围内反复改变形状，根据实际飞行速度，设定合适的进气道主承载结构的变形，解决了现有技术中唇口结构不可调节的问题，使进气道在不同飞行状态下都具有最优的气动性能和进发匹配特性。

附图说明

图1是本发明一实施例的进气道主承载结构的示意图。

图2是图1所示的进气道主承载结构中应变传感器的分布示意图。

其中，1-主承载结构，2-固定支撑结构，3-蒙皮，4-维形钢索，5-应变传感器，坐标系X方向为飞机的航向。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

超音速进气道为了满足与发动机的流量匹配，需要采用进气道下唇缘可动的办法。在低速情况下，可以减小流动分离，降低流场畸变，提高发动机推力。可动唇缘还有另外一个功能便是在超音速飞行情况下，调节进气道进口的捕获流量，改变超音速喉道面积，提高进/发匹配性能。

进气道唇口可变形结构可以在较大的范围内改变形状。飞机在飞行过程中，需要实时感知唇口上下的形状，并根据当前的飞行速度对唇口结构进行控制，从而增大或减小进气道的进气口面积，以适应发动机的流量需求和进发匹配性能。本发明提供了一种进气道主承载结构，通过改变进气道主承载结构1的形状，改变唇口结构形状。

如图1、图2所示，一种进气道主承载结构，主承载结构1的材料采用记忆合金，主承载结构1为悬臂支撑梁，一端与固定支撑结构2固定连接，另一端为自由端；主承载结构1的材料纤维方向与固定支撑结构2垂直。

主承载结构1采用具有双程机翼效应的形状记忆合金材料，通过改变其周围气体的温度改变形状。经过多次试验对比，结果显示主承载结构1的材料的纤维方向与固定支撑结构2垂直，有利于提高记忆合金的反复变形能力以及承受气动载荷与柔性蒙皮3影响的能力。

如图2所示，在本实施例中，主承载结构1与固定支撑结构2连接的一端厚度为δ，自由端厚度为0.5δ，主承载结构的厚度自固定端向自由端线性递减。自由端的厚度设计为0.5δ为保守厚度，可以保证结构的稳定性。

设长度为l，宽度为b，保守设计在厚度为0.5δ时不失稳，假设气动载荷通过蒙皮3传递给形状记忆合金的X向力为F₁，且作用于自由端。

则形状记忆合金的压应力为

形状记忆合金的弹性临界应力为

其中K_c为压缩临界应力系数，μ_e为材料的弹性泊松比，E为材料沿纤维方向的弹性模量。

结构不失稳的条件为σ＜σ_cr。

对于主承载结构1的形状记忆参数可以通过仿真分析确定，从不同飞行状态对唇口的要求确定对应主承载结构1的形状，在形状记忆合金变形的过程中，气动载荷对其的影响可导致最终的形状与理想状态有偏差，因此还需要考虑气动载荷的影响因素，使其自身变形与气动载荷共同作用的结果满足我们的使用要求。形状记忆合金相当于一个悬臂梁结构，坐标系如图2所示。设气动载荷通过蒙皮3传递给形状记忆合金的力为F，且作用于梁的悬臂端，根据材料力学工程梁理论

梁的挠曲线方程

梁端截面转角

其中l为主动变形结构沿纤维方向的长度，E为形状记忆合金沿纤维方向的弹性模量，I为惯性矩。

对主承载结构1的形状感知采用在主承载结构的监控点粘贴应变传感器5，见图2，应变传感器5排布方法为均匀等距排布，结合仿真分析和地面标定，感知主承载结构1的形状变化。

在本实施例中，主承载结构1通过维形钢索4与蒙皮3内表面连接，维形钢索4沿主承载结构1的长度方向均布设置。

蒙皮3内表面设置有多个应变传感器5。

本发明还提供了一种进气道主承载结构变形控制方法，用于控制如上所述的进气道主承载结构的变形，包含以下步骤：

步骤一、根据飞机进发匹配要求设计飞机在不同飞行速度下的唇口形状控制律，所述进发匹配是指进气道流量与发动机的匹配；

步骤二、根据由记忆合金构成的主承载结构1的变形与温度的对应关系设计所述主承载结构1的温度控制律；

步骤三、获取当前飞行状态，确定当前飞行状态对应的唇口形状控制律输入，并依次确定温度控制律的输入；

步骤四、根据温度控制律的输入控制由蒙皮3构成的封闭空腔内的温度，控制主承载结构1的形状变化量。

通过本方法可以根据飞机的不同飞行速度，调整主承载结构1周边的气体温度，从而改变主承载结构1的形状，进而改变唇口的形状，以满足飞机进发特性的需求。

在本实施例中，所述主承载结构1通过维形钢索4与蒙皮3的内表面连接；所述步骤二还包含设计蒙皮3变形对主承载结构1的第一控制率，及外载对主承载结构1的第二控制率；所述步骤三中还包含依次输入第二控制率与第三控制率。

可以理解的是，蒙皮3构成的封闭空腔可以连接有热气罐和冷气罐，通过控制热气罐与冷气罐向封闭空腔内输入气体调节封闭空腔内的温度。

在本实施例中，蒙皮3内表面设置有多个应变传感器5，应变传感器5用于感应蒙皮3的变形；蒙皮3形成的封闭空腔连接有压力控制机构，所述步骤二中蒙皮3变形通过压力控制机构驱动，所述压力控制机构接收应变传感器5的信号，控制封闭空腔内的压力。

本发明还提供了一种飞机，所述飞机包含如上所述的主承载结构1。

最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。