一种进气道唇缘结构及具有其的飞机的制作方法

本实用新型涉及航空结构设计技术领域，具体涉及一种进气道唇缘结构及具有其的飞机。

背景技术：

高性能超音速进气道设计过程中首先面临的是相互矛盾的高低速气动需求：低速时，进气道需要大流通面积和钝唇缘，满足发动机大流量需求和避免飞机起飞时存在流动分离；高速时，进气道要求小流通面积和尖唇缘，满足发动机小流量需求和降低飞机阻力。而对于具有高机动能力的战斗机，进气道设计需要避免气流分离导致发动机不能正常工作。因此，进气道设计过程中希望有一种进气道唇口和唇缘可变的结构方案，在宽速域的飞行范围内，都能保持较好的进发匹配性能。

技术实现要素：

本实用新型的目的是提供一种进气道唇缘结构及具有其的飞机，以解决或至少减轻背景技术中所存在的至少一处的问题。

本实用新型的技术方案是：提供一种进气道唇缘结构，包含主承载结构、蒙皮，所述主承载结构的一端固定，另一端为自由端；所述蒙皮包覆在所述主承载结构的外侧；所述进气道唇缘结构还包含支撑架及驱动装置；

所述支撑架与所述主承载结构的自由端固定连接，用于支撑所述蒙皮；所述支撑架设置在所述蒙皮与主承载结构之间，所述蒙皮的内表面与主承载结构之间形成一夹角；

所述驱动装置安装在所述主承载结构上，用于驱动所述支撑架，调节所述夹角的角度。

优选地，所述支撑架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。

优选地，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，所述支撑架包含第一钝度状态、第二钝度状态及第三钝状态度；在所述第一钝度状态下，所述蒙皮的内表面与主承载结构之间的夹角α与β之和大于40°；在所述第二钝度状态下，所述蒙皮的内表面与主承载结构之间的夹角20°≤α+β≤40°；在所述第三钝度状态下，所述蒙皮的内表面与主承载结构之间的夹角15°＜α+β＜20°。

优选地，所述驱动装置包含驱动机构、滑轮及柔性绳索；所述驱动机构固定在所述主承载结构上，所述滑轮设置在所述支撑架与所述驱动机构之间；所述柔性绳索绕过所述滑轮，一端与所述驱动机构连接，另一端与所述调节部远离固定部的一端连接。

优选地，所述滑轮采用非金属材料，所述柔性绳索为钢索。

优选地，所述支撑架的材料采用双程记忆合金，所述支撑架上设置有温度传感器。

优选地，所述驱动装置包含加热装置和制冷装置，所述加热装置和制冷装置分别与所述支撑架连接。

本实用新型还提供了一种飞机，所述飞机包含如上所述的进气道唇缘结构。

本实用新型的优点在于：本实用新型提供了一种进气道唇缘结构，进气道唇缘能够根据唇口结构在不同的飞行速度改变形状即唇缘的钝度调节，解决了常规唇缘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是本实用新型一实施例的进气道唇缘结构示意图。

图2是图1所示进气道唇缘结构的设计原理图。

其中，1-主承载结构，2-蒙皮，3-支撑架，31-固定部，32-调节部，5-驱动机构，6-滑轮，7-柔性绳索，9-应变传感器。

具体实施方式

为使本实用新型实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型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实用新型一部分实施例，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，旨在用于解释本实用新型，而不能理解为对本实用新型的限制。基于本实用新型中的实施例，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，都属于本实用新型保护的范围。下面结合附图对本实用新型的实施例进行详细说明。

在本实用新型的描述中，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实用新型和简化描述，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实用新型保护范围的限制。

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、图2所示，一种进气道唇缘结构，包含主承载结构1、蒙皮2，主承载结构1的一端固定，另一端为自由端；蒙皮2包覆在主承载结构1的外侧；所述进气道唇缘结构还包含支撑架3及驱动装置；

支撑架3与主承载结构1的自由端固定连接，用于支撑蒙皮2；支撑架3设置在蒙皮2与主承载结构1之间，蒙皮2的内表面与主承载结构1之间形成一夹角；在图2中，上蒙皮与主承载结构1之间的夹角为α，下蒙皮与主承载结构1之间的夹角为β。

所述驱动装置安装在主承载结构1上，用于驱动支撑架1，调节所述夹角的角度。

通过所述驱动装置可以驱动支撑架1发生变形，进而改变进气道唇缘结构。进气道唇缘能够根据唇口结构在不同的飞行速度改变形状即唇缘的钝度调节，解决了常规唇缘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。

在本实施例中，支撑架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。

在本实施例中，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用于检测支撑架3上调节部32的变形。

在本实施例中，支撑架3包含第一钝度状态、第二钝度状态及第三钝状态度；飞机在低速飞行时，支撑架处于大钝度状态，即所述第一钝度状态，在第一钝度状态下，蒙皮2的内表面与主承载结构1之间的夹角α与β之和大于40°；飞机在中等速度飞行时，支撑架处于正常钝度状态，即所述第二钝度状态，在第二钝度状态下，蒙皮2的内表面与主承载结构1之间的夹角20°≤α+β≤40°；飞机高速飞行时，支撑架处于小钝度状态，在第三钝度状态下，蒙皮2的内表面与主承载结构1之间的夹角15°＜α+β＜20°。

在本实施例中，所述驱动装置包含驱动机构5、滑轮6及柔性绳索7；驱动机构5固定在主承载结构1上，滑轮6设置在支撑架3与驱动机构5之间；柔性绳索7绕过滑轮6，一端与驱动机构5连接，另一端与调节部32远离固定部31的一端连接。支撑架3与驱动装置均设置有两套，分别设置在主承载结构1的两侧，驱动机构5通过柔性钢索7拉动调节部32向着靠近固定部31的方向运动，蒙皮2在外部气体压力作用下随调节部31向内运动，唇缘钝度减小；当驱动机构5反向运动时，调节部32在自身弹性恢复力的作用下恢复原有形状，并将蒙皮2向外支撑，唇缘钝度增大。

在本实施例中，所述支撑架3采用高韧性并且有足够强度能够承受表面张力的材料，滑轮6采用非金属材料，柔性绳索7为钢索。

可以理解的是，支撑架3还可以采用其它材料制造。例如，在一个备选实施例中，支撑架3采用双程记忆合金，支撑架3上设置有温度传感器。在该备选实施例中，所述驱动装置包含加热装置和制冷装置，所述加热装置和制冷装置分别与支撑架3连接。通过温度传感器反馈的支撑架3的温度，调节所述加热装置和制冷装置的输入与输出，达到支撑架3所需的温度，从而实现利用温度调节支撑架3的形状。

在设计支撑架时，依据飞机设计的飞行包线，以在不同飞行速度下进气道内的流场稳定为条件，计算支撑架在不同速度下的钝度，并计算不同钝度下的气动载荷即唇口外表面的压力。根据飞机的速度包线确定唇缘钝度变化范围：通常情况下，低速飞行时，唇缘变形结构处于大钝度状态，即本实施例中支撑架3的第一钝度状态；中等速度飞行时，唇缘变形结构处于正常钝度状态，即本实施例中支撑架3的第二钝度状态；高速飞行时，唇缘变形结构处于小钝度状态，即本实施例中支撑架3的第三钝度状态。

支撑架3采用高韧性，并且有足够的强度承受表面的张力的材料；设计支撑架的剖面尺寸，通过仿真分析对支撑架的剖面尺寸进行优化设计，优化的约束条件为支撑架未加驱动力时在气动载荷作用下后的变形大于最大钝度，优化设计的目标值为计唇缘变形结构的重量。通过对支撑架的优化设计使其在驱动力作用下可以达到第一钝度状态(大钝度状态)、第二钝度状态(正常钝度状态)和第三钝度状态(小钝度状态)，并且结构的重量达到最小。具体的理论计算方法如下：

图1中的A、B分别为支撑架3支撑蒙皮2的支撑面，α与β为主承载结构与支撑架的夹角；在图2中，M虚线代表无驱动时的唇缘形状，N实线代表支撑架在大钝度状态时的唇缘形状，H虚线代表支撑架在正常钝度时的唇缘形状，F代表支撑架在小钝度状态时的唇缘形状，K代表柔性绳索。

无载荷作用下，主承载结构与支撑架夹角分别为α₀与β₀；

大钝度状态，主承载结构与支撑架夹角分别为α_max与β_max；

小钝度状态，主承载结构与支撑架夹角分别为α_min与β_min；

A面受到气动压强p_A；

B面受到气动压强p_B；

A面受到钢索的作用力为P_钢索A；

B面受到钢索的作用力为P_钢索B；

剖面结构的材料的弹性模量为E；

剖面的惯性矩J；

θ_A为A面在p_A作用下变形(角度)；

θ_B为B面在p_B作用下变形(角度)；

δ_A为A面在P_钢索A作用下变形(角度)；

δ_B为B面在P_钢索B作用下变形(角度)；

唇口结构沿展向的长度为d；

钢索的作用点距离唇缘的前端距离为l：

支撑架剖面的高度为h；

设计变量为剖面的弯曲刚度EJ,其中

在气动压强作用下变形角度计算公式为

在钢索作用下变形角度计算公式为

在气动压强作用下变形后的角度计算公式为：

约束条件1：当A、B面只在p_A、p_B的作用下其变形后的角度α+β应大于最大钝度时对应的α+β即α_max+β_max

α+β＞α_max+β_max

约束条件2：当A、B面当在气动压强和钢索的作用力同时作用下，其角度应在最大钝度和最小钝度之间，于是有如下公式：

α_min+β_min＜α+β＜α_max+β_max

计算外部驱动值：计算支撑架在外载作用下，在典型的飞行速度(巡航速度、最大飞行速度、最小起飞速度等)下所需的外部驱动值，并对支撑架应变状态进行记录，作为标定值。其他非典型速度下所需的外部驱动值可进行线性插值。

本实用新型还提供了一种飞机，所述飞机包含如上所述的进气道唇缘结构。

最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本实用新型的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本实用新型进行了详细的说明，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实用新型各实施例技术方案的精神和范围。