一种进气道唇口变形结构及进气道唇口变形结构控制方法与流程

本发明涉及航空结构设计技术领域，具体涉及一种进气道唇口变形结构及进气道唇口变形结构控制方法。

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唇口变形结构及进气道唇口变形结构控制方法，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：提供一种进气道唇口变形结构，包含主承载结构、蒙皮及唇缘结构，所述主承载结构的一端固定在悬臂支撑梁上，另一端连接所述唇缘结构，所述蒙皮包覆在所述唇缘结构外部；所述进气道唇口变形结构还包含温度传感器、多个应变传感器、温度调节装置及唇缘结构驱动装置；

所述主承载结构采用记忆合金材料制造，并设置在所述蒙皮形成的封闭空腔内；

所述封闭空腔设置有进气口和出气口；所述温度调节装置与所述封闭空腔的进气口连接，用于调节所述封闭空腔内的温度；

所述温度传感器设置在所述主承载结构上；

所述应变传感器设置在所述蒙皮的内表面及所述主承载结构上；

所述唇缘结构驱动装置设置在所述主承载结构上，用于驱动所述唇缘结构。

优选地，所述唇缘结构包含固定部和调节部，所述固定部的一端与所述调节部的一端固定连接，所述固定部与所述主承载结构固定连接；所述调节部的一侧面与所述蒙皮的内表面贴合，用于支撑所述蒙皮，所述调节部上与所述蒙皮的内表面相对的另一侧面上设置有应变传感器。

优选地，所述唇缘结构驱动装置包含第一驱动机构、滑轮及柔性绳索；所述第一驱动机构固定在所述主承载结构上，所述滑轮设置在所述唇缘结构与所述第一驱动机构之间；所述柔性绳索绕过所述滑轮，一端与所述第一驱动机构连接，另一端与所述调节部远离固定部的一端连接。

优选地，所述进气道唇口变形结构还包含流量传感器及压强传感器，所述流量传感器及压强传感器安装在所述主承载结构上；所述温度调节装置包含冷气罐与热气罐，所述冷气罐与热气罐分别所述封闭空腔的进气口连通。

优选地，所述冷气罐与热气罐上分别设置有增压泵，所述增压泵用于将气罐内的气体送入所述封闭空腔内。

优选地，所述进气道唇口变形结构还包含维形钢索，所述维形钢索的一端连接所述蒙皮的内壁，另一端连接所述主承载结构。

本发明还提供给了一种进气道唇口变形结构控制方法，采用如上所述的进气道唇口变形结构，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以及唇口形状控制律设计所述主承载结构的温度控制律，并根据唇口形状控制律设计控制唇缘结构的第一驱动机构的第一驱动控制律，及控制蒙皮随动的第二驱动机构的第二驱动控制律；

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、第一驱动控制律的输入以及第二驱动控制律的输入；

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冷气与热气的比例输出，同时，根据唇缘驱动控制律输入控制唇缘的形状输出。

在上述进气道唇口变形结构控制方法中，优选地，所述步骤三还包括获取当前飞行状态下进气道唇口形状，并作为数据反馈提供给第一驱动机构。

在上述进气道唇口变形结构控制方法中，优选地，所述步骤三还包括获取当前飞行状态下由蒙皮构成的封闭空腔内的温度与压强，并作为数据反馈给增压泵控制机构。

在上述进气道唇口变形结构控制方法中，优选地，所述步骤四中，在将冷气或热气输送到所述封闭空腔内之前，进一步包括将所述冷气与所述热气在所述封闭空腔外混合均匀至一定温度。

本发明的优点在于：本发明提供了一种进气道唇口变形结构及进气道唇口变形结构控制方法，进气道的唇口能够在一定范围内反复改变形状，根据实际飞行速度，设定合适的进气道唇口，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唇口变形结构示意图。

图2是图1所示的进气道唇口变形结构中的唇缘结构示意图。

图3是图1所示的进气道唇口变形结构中的温度调节装置的示意图。

其中，1-主承载结构，2-蒙皮，3-唇缘结构，31-固定部，32-调节部，4-悬臂支撑梁，5-第一驱动机构，6-滑轮，7-柔性绳索，8-温度传感器，9-应变传感器，10-出气口，11-压强传感器，12-流量传感器，13-冷气罐，14-热气罐，15-维形钢索。

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。

如图1至图3所示，一种进气道唇口变形结构，包含主承载结构1、蒙皮2及唇缘结构3。主承载结构1的一端固定在悬臂支撑梁4上，另一端连接唇缘结构3，蒙皮2包覆在唇缘结构3外部。所述进气道唇口变形结构还包含温度传感器8、多个应变传感器9、温度调节装置及唇缘结构驱动装置。

主承载结构1采用记忆合金材料制造，并设置在蒙皮2形成的封闭空腔内。在本实施例中，所述记忆合金为具有双程记忆效应的形状记忆合金，通过改变温度可以控制记忆合金的形状。

所述封闭空腔设置有进气口和出气口10；所述温度调节装置与所述封闭空腔的进气口连接，用于调节所述封闭空腔内的温度。

温度传感器8设置在主承载结构1上，用于检测主承载结构1的温度。在本实施例中，温度传感器8设置有多个，其优点在于可以检测主承载结构1上的多点温度，确保各处温度均匀。

应变传感器9设置在蒙皮2的内表面及主承载结构1上，用于检测蒙皮2的变形及主承载结构1的变形。在本实施例中，应变传感器9在蒙皮2的内表面及主承载结构1上均设置有多个，方便检测各处的应变。

所述唇缘结构驱动装置设置在主承载结构1上，用于驱动所述唇缘结构3。

本发明的进气道唇口变形结构通过控制封闭空腔内的温度，可以改变主承载结构1的形状，实现进气道唇口的变形，以适应飞机的不同飞行速度，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。

在本实施例中，唇缘结构3包含固定部31和调节部32，固定部31的一端与调节部32的一端固定连接，固定部31与主承载结构1固定连接。调节部32的一侧面与蒙皮2的内表面贴合，用于支撑蒙皮2，调节部32上与蒙皮2的内表面相对的另一侧面上设置有应变传感器9，应变传感器9用于检测调节部32的应变。如图2所示，固定部31与调节部32形成一夹角。

在本实施例中，所述唇缘结构驱动装置包含第一驱动机构5、滑轮6及柔性绳索7；第一驱动机构5固定在主承载结构1上，滑轮6设置在唇缘结构3与第一驱动机构5之间；柔性绳索7绕过滑轮6，一端与第一驱动机构5连接，另一端与调节部32远离固定部31的一端连接。第一驱动机构5旋转发动柔性绳索7，柔性绳索7拉动调节部32，调节部32向着固定部31变形，调节部32与固定部31之间的夹角变小，唇缘结构3的形状发生变化。

在本实施例中，所述进气道唇口变形结构还包含流量传感器12及压强传感器11，所述流量传感器12及压强传感器11安装在主承载结构1上；所述温度调节装置包含冷气罐13与热气罐14，冷气罐13与热气罐14分别所述封闭空腔的进气口连通。冷气罐13用于为封闭空腔内通入冷气，热气罐14用于为封闭空腔内通入热气，通过控制冷气与热气的通入量，可以调节封闭空腔内的温度，进而调节主承载结构1的形状。流量传感器12用于检测封闭空腔内的气体流量，压强传感器11用于检测封闭空腔内的压力，通过改变封闭空腔内的压力，可以改变蒙皮2的形状。

在本实施例中，冷气罐13与热气罐14上分别设置有增压泵，所述增压泵用于将气罐内的气体送入所述封闭空腔内。

在本实施例中，所述进气道唇口变形结构还包含维形钢索15，维形钢索15的一端连接蒙皮2的内壁，另一端连接主承载结构1。维形钢索15为可伸缩钢索，当封闭空腔内的压强增大时，蒙皮2向外运动，拉伸维形钢索15；当封闭空腔内的压强减小时，蒙皮2收回，维形钢索15相应回缩。

本发明还提供了一种进气道唇口变形结构控制方法，采用如上所述的进气道唇口变形结构，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。

具体的，依据进发匹配特性，设计进气道唇口在不同飞行速度下三种离散状态时的形状，确定主承载结构1、蒙皮2和唇缘结构3的三种状态。如表1所示，进气道唇口的三种状态为上偏状态、中间状态和下偏状态，其中α指唇缘结构的角度，L_ij为唇缘驱动钢索的拉伸量，并有T1>T2>T2，α1<α2<α3，L₁₁>L₂₁，L₁₃<L₂₃。其中主承载结构的改变与蒙皮的形状控制是通过改变唇口结构封闭腔体内的温度和压强来控制的。

当进气道唇口上偏时，由中间状态过渡为上偏状态，由于T1>T2，由增压泵向封闭空腔内充高温气体，达到记忆合金转变温度，使主承载结构带动唇口结构上偏。同时，唇缘结构驱动装置开始驱动唇缘改变其顿度。根据标定值，第一驱动机构5分别驱动上下柔性绳索7，使得唇缘顿度达到预期值α1。

表1：唇口结构离散状态及其控制参数

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以及唇口形状控制律设计所述主承载结构1的温度控制律，并根据唇口形状控制律设计控制唇缘结构3的第一驱动机构的第一驱动控制律，及控制蒙皮2随动的第二驱动机构的第二驱动控制律。

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、第一驱动控制律的输入以及第二驱动控制律的输入；

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冷气与热气的比例输出，同时，根据唇缘驱动控制律输入控制唇缘的形状输出。

在本实施例中，所述步骤三还包括获取当前飞行状态下进气道唇口形状，并作为数据反馈提供给第一驱动机构。

在本实施例中，所述步骤三还包括获取当前飞行状态下由蒙皮构成的封闭空腔内的温度与压强，并作为数据反馈给增压泵控制机构。

在本实施例中，所述步骤四中，在将冷气或热气输送到所述封闭空腔内之前，进一步包括将所述冷气与所述热气在所述封闭空腔外混合均匀至一定温度。

具体的，主承载结构1采用温度控制的双程记忆效应的形状记忆合金。通过改变封闭腔体内的温度，实现对主动变形结构的形状控制。具体方法如下：主承载结构1的表面沿航向和展向均匀布置有温度传感器8、压强传感器11及应变传感器9，封闭空腔通过进气口分别接冷气罐13、热气罐14，沿展向均匀布置多个进气口和排气口，通过对进气口、排气口流量和压力的监控，确保当有高温或低温气体进入时腔内的气体能够充分混合，腔内的温度场变化均匀，腔内的压力稳定。当需调节腔内的温度时，需监控腔体内的压力，通过流量控制，使腔体内的压力不产生大的波动，压强的变化在±10％以内。当腔内的温度需要提高时，打开热气罐的进气口以及空腔的排气口，热气罐的里的气体通过增压泵增压进入腔体内，监控流量传感器12及压强传感器11的数值使进气、排气的过程中封闭空腔内气压变化平稳，并且实时监控温度传感器8及应变传感器9的数值，当主承载结构1的变形达到要求，关闭进气口、排气口。同理，当腔内的温度需要降低时，打开冷气罐的进气口以及空腔的排气口，冷气罐的里的气体通过增压泵增压进入腔体内，监控流量传感器12及压强传感器11的数值使进气、排气的过程中封闭空腔内气压变化平稳，并且实时监控温度传感器8及应变传感器9的数值，当主承载结构1的变形达到要求，关闭进气口、排气口。

选取刚度合适的材料作为蒙皮2，要求蒙皮2的面内刚度满足唇口的变形要求，蒙皮2的形状通过封闭空腔内的压强和维形钢索15的长度分布来控制。为了使蒙皮2在外部载荷的作用下保持需要的形状，封闭空腔内充入高压气体，高压气体的压强需达到气动载荷压强的15倍以上，并且在调整过程中保持腔内的气压变化在±10％以内。

根据唇口前缘三个离散状态，确定其位于腔体内部的唇缘结构驱动装置相应的三个行程。使唇缘结构3在不同载荷作用下的变形不超出唇缘结构驱动装置的控制范围。选择合适的唇缘材料，要求唇缘载荷作用变形后的形状，仍然可在唇缘可变形结构的驱动范围内，计算唇缘结构在外载作用下，在典型的飞行速度下所需的外部驱动值，并对唇缘结构应变状态进行记录，作为标定值，控制唇缘结构驱动装置，以达到使唇缘结构变形的目的。

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。