專利名稱：一種雙穩(wěn)態(tài)進(jìn)氣道及其作為飛機(jī)進(jìn)氣道的應(yīng)用和雙穩(wěn)態(tài)進(jìn)氣道設(shè)計方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種飛機(jī)進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)，尤其涉及一種具備雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)的飛機(jī)進(jìn)氣道， 同時涉及該雙穩(wěn)態(tài)進(jìn)氣道的設(shè)計方法及其在作為飛機(jī)進(jìn)氣道中的應(yīng)用。
背景技術(shù)：
推進(jìn)系統(tǒng)是軍用飛機(jī)重要部件，它關(guān)系到飛行器作戰(zhàn)性能和安全工作，而進(jìn)氣道是推進(jìn)系統(tǒng)中重點(diǎn)之重，它對飛機(jī)的飛行性能和壽命周期都有較大的影響。特別對于寬速域、高機(jī)動的超音速戰(zhàn)斗機(jī)來說，進(jìn)氣道必須要在大范圍飛行速度和攻角下都保持較好的氣動性能和進(jìn)發(fā)匹配特性?，F(xiàn)有的超音速進(jìn)氣道設(shè)計過程中往往面臨高低速氣動構(gòu)型之間的矛盾低速時， 進(jìn)氣道需要大流通面積和鈍唇緣，滿足發(fā)動機(jī)大流量需求和避免飛機(jī)起飛時存在流動分離；高速時進(jìn)氣道要求小流通面積和尖唇緣，滿足發(fā)動機(jī)小流量需求和降低飛行阻力。因此，超音速進(jìn)氣道設(shè)計過程中很難設(shè)計在整個飛行包線內(nèi)保持高性能的進(jìn)氣道。隨著智能材料和結(jié)構(gòu)的發(fā)展，提出了適應(yīng)不同飛行狀態(tài)的可變形進(jìn)氣道概念。通過采用智能材料局部改善進(jìn)氣道的幾何特性，如改變唇口形狀、壓縮面型面等調(diào)節(jié)進(jìn)氣道捕獲面積和喉道面積，從而滿足不同飛行狀態(tài)下的發(fā)動機(jī)流量需求并改善進(jìn)發(fā)匹配特性。申請?zhí)枮?0101(^61182. X的中國專利申請公開了一種應(yīng)用于飛機(jī)發(fā)動機(jī)的形狀記憶聚合物管道及其作為飛機(jī)發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道的應(yīng)用。該發(fā)明技術(shù)方案中，采用形狀記憶聚合物制成進(jìn)氣道，通過加熱裝置控制形狀記憶聚合物的溫度，使得進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)產(chǎn)生主動變形，提高了進(jìn)氣道效率和進(jìn)發(fā)匹配特性。該發(fā)明進(jìn)一步公開了制作形狀記憶聚合物管道的形狀記憶復(fù)合材料成分。該專利中并沒有對可變形進(jìn)氣道進(jìn)行具體的設(shè)計。形狀記憶聚合物制成的結(jié)構(gòu)在變形時依賴于溫度和時間，在實(shí)際應(yīng)用時溫度不容易控制，而且結(jié)構(gòu)比較大時，溫度變化需要一定時間，會影響結(jié)構(gòu)響應(yīng)速度。雙穩(wěn)態(tài)薄殼結(jié)構(gòu)是一種在驅(qū)動力作用下可以從初始構(gòu)型跳躍到第二穩(wěn)定構(gòu)型的結(jié)構(gòu)，目前對于該結(jié)構(gòu)的設(shè)計主要是確定臨界載荷使得結(jié)構(gòu)穩(wěn)定在初始構(gòu)型不發(fā)生跳躍， 如石油化工行業(yè)中的壓力容器和大型儲油罐的頂蓋。鼓包(Bump)進(jìn)氣道作為一種先進(jìn)進(jìn)氣道，通過簡單的三維型面解決了隱身設(shè)計、 飛機(jī)重量、成本和空間增加的問題。但是該鼓包形狀不能變化，只能在設(shè)計飛行速度水平發(fā)揮最大特性，當(dāng)飛行速度變化時，仍然面臨進(jìn)氣道效率和進(jìn)發(fā)匹配特性下降問題。鼓包進(jìn)氣道的型面為薄殼結(jié)構(gòu)，為雙穩(wěn)態(tài)薄殼結(jié)構(gòu)的應(yīng)用提供了條件。因此在鼓包進(jìn)氣道型面上采用雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)，對結(jié)構(gòu)的變形機(jī)理進(jìn)行研究以及開展雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)鼓包進(jìn)氣道設(shè)計是一種可變形進(jìn)氣道研究的新思路。

發(fā)明內(nèi)容
技術(shù)問題
本發(fā)明要解決的技術(shù)問題是提供一種具有雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)的飛機(jī)進(jìn)氣道，尤其應(yīng)用于鼓包進(jìn)氣道，該進(jìn)氣道可主動變形適應(yīng)飛機(jī)飛行狀態(tài)的變化，同時也提供一種該雙穩(wěn)態(tài)鼓包進(jìn)氣道的設(shè)計方法，以及其在飛機(jī)進(jìn)氣道中的應(yīng)用。技術(shù)方案為了解決上述的技術(shù)問題，本發(fā)明的具有雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)的飛機(jī)進(jìn)氣道上設(shè)置有至少一個雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)區(qū)域，所述的雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)區(qū)域根據(jù)飛機(jī)進(jìn)氣道的不同形式進(jìn)行不同形式的設(shè)置，當(dāng)飛機(jī)具有獨(dú)立的進(jìn)氣管道時，所述的雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)可設(shè)置在進(jìn)氣管道壁上；當(dāng)飛機(jī)的進(jìn)氣區(qū)域由進(jìn)氣道外罩和機(jī)身鼓包型面給成時，所述的雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)可設(shè)置在機(jī)身鼓包型面的鼓包區(qū)域。更進(jìn)一步地，所述的雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)區(qū)域具有作為初始穩(wěn)定狀態(tài)的第一穩(wěn)定構(gòu)型，以及使得進(jìn)氣區(qū)域增大的第二穩(wěn)定構(gòu)型，所述的第一穩(wěn)定構(gòu)型和第二穩(wěn)定構(gòu)型對飛機(jī)飛有重要意義，當(dāng)飛機(jī)高速飛行時，雙穩(wěn)態(tài)構(gòu)型處于初始穩(wěn)定構(gòu)型，此時鼓包型面的喉道面積較小，滿足發(fā)動機(jī)小流量需求；當(dāng)飛機(jī)低速飛行時，通過機(jī)身內(nèi)側(cè)的驅(qū)動裝置驅(qū)動雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)轉(zhuǎn)變到第二穩(wěn)定構(gòu)型，使得鼓包型面喉道面積增大，滿足發(fā)動機(jī)大流量需求。更進(jìn)一步地，所述的雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)區(qū)域整體呈圓形或者橢圓形，也可以是在實(shí)際應(yīng)用中需要的其他形狀。所述的雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)區(qū)域應(yīng)用于飛機(jī)進(jìn)氣道時，其利用雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)在驅(qū)動力作用下可以從初始構(gòu)型跳躍到第二平衡構(gòu)型的特性，在例如鼓包進(jìn)氣道壓縮型面的適當(dāng)位置采用該結(jié)構(gòu)，實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道壓縮型面的局部可調(diào)變形，以滿足不同飛行狀態(tài)的需要。本發(fā)明的技術(shù)方案同時提供一種雙穩(wěn)態(tài)進(jìn)氣道的設(shè)計方法，其主要任務(wù)是對雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)區(qū)域進(jìn)行設(shè)計，以確定其結(jié)構(gòu)參數(shù)。以下以應(yīng)用于鼓包進(jìn)氣道的雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)區(qū)域?yàn)槔Y(jié)合必要的附圖，具體設(shè)計方法包括下列步驟步驟一選取鼓包進(jìn)氣道喉道區(qū)域型面作為變形型面，根據(jù)變形型面的形狀選擇合適的雙穩(wěn)態(tài)薄殼結(jié)構(gòu)力學(xué)模型，確定模型的形狀設(shè)計參數(shù)。例如，當(dāng)變形型面的邊界接近圓形，則選用圓底淺薄球殼力學(xué)模型，如圖3(a)所示，其形狀參數(shù)有底面直徑2a，拱高h(yuǎn)，厚度t ；當(dāng)變形型面的邊界接近橢圓形，則選用橢圓底淺薄球殼力學(xué)模型，如圖3(b)所示，其形狀參數(shù)有底面長軸2a，短軸2b，拱高h(yuǎn)，厚度t。步驟二采用理論計算和數(shù)值仿真綜合設(shè)計技術(shù)，研究雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)力學(xué)模型在不同驅(qū)動方式下的變形機(jī)制和力學(xué)性能。以邊界鉸支的圓底淺薄球殼為例，要使其從初始構(gòu)型轉(zhuǎn)變到第二穩(wěn)定構(gòu)型，可以在模型中心點(diǎn)加集中載荷，如圖4(a)所示；也可以在半徑等于b的圓周上均勻布置多個加載點(diǎn)(比如在圓周上間隔60度，布置6個加載點(diǎn))，如圖4(b)所示。以圖4(a)所示的中點(diǎn)加集中載荷的圓底淺薄球殼為例，結(jié)合理論計算與數(shù)值仿真方法，確定結(jié)構(gòu)發(fā)生構(gòu)型轉(zhuǎn)變時的臨界載荷Fct與結(jié)構(gòu)參數(shù)(拱高厚度比h/t，拱高跨度比h/a，彈性模量E，泊松比ν)之間的關(guān)系，以及加載過程中結(jié)構(gòu)的最大應(yīng)變。步驟三根據(jù)鼓包進(jìn)氣道喉道區(qū)域變形型面的面積和變形量要求，以及可提供的驅(qū)動力大小范圍，進(jìn)行雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)設(shè)計，選取最佳結(jié)構(gòu)參數(shù)和驅(qū)動方式。當(dāng)飛機(jī)飛行狀態(tài)改變時，鼓包進(jìn)氣道喉道面積需要相應(yīng)的調(diào)整，因此喉道變形區(qū)域的面積和變形量需要具備一定的大小。以圓底淺薄球殼雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)為例，進(jìn)喉道變形區(qū)域蒙皮的面積、變形量以及厚度決定了雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)的跨度a、拱高h(yuǎn)和厚度t的設(shè)計范圍。在形狀參數(shù)設(shè)計范圍內(nèi)，根據(jù)步驟二中得到的不同加載方式下臨界驅(qū)動力與結(jié)構(gòu)參數(shù)的關(guān)系以及加載過程中結(jié)構(gòu)的最大應(yīng)變結(jié)果，確定雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)的形狀參數(shù)和材料。以中心點(diǎn)加集中載荷的驅(qū)動方式為例，在圓底淺薄球殼形狀參數(shù)設(shè)計范圍內(nèi)，可以確定結(jié)構(gòu)在加載過程中材料需要的應(yīng)變范圍。如果傳統(tǒng)材料(如鋁合金)的安全應(yīng)變達(dá)不到要求， 則考慮采用彈性更高的智能材料(如形狀記憶聚合物)。當(dāng)材料選定后(如鋁合金)，進(jìn)一步確定在形狀參數(shù)設(shè)計范圍內(nèi)中心點(diǎn)加集中載荷的圓底淺薄球殼雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)的臨界驅(qū)動力范圍。最后在雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)形狀參數(shù)設(shè)計范圍內(nèi)，比較不同加載方式下結(jié)構(gòu)的臨界驅(qū)動力大小和最大應(yīng)變水平，根據(jù)可以提供的驅(qū)動力范圍，確定最優(yōu)的結(jié)構(gòu)參數(shù)和加載方式。有益效果本發(fā)明的具有雙穩(wěn)態(tài)可變形結(jié)構(gòu)的進(jìn)氣道，實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道例如鼓包進(jìn)氣道壓縮型面的局部凹凸變形，從而改變進(jìn)氣道喉道面積，解決了鼓包進(jìn)氣道壓縮型面不可調(diào)問題，使得飛機(jī)在不同飛行狀態(tài)下都能具有最佳進(jìn)氣道性能和進(jìn)發(fā)匹配特性。


圖1是本發(fā)明一個實(shí)施例的進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)示意圖；圖2是本發(fā)明一個實(shí)施例的局部采用雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)的鼓包進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)示意圖；圖3鼓包變形型面采用的雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)力學(xué)模型示意圖，其中(a)為圓底淺薄球殼力學(xué)模型示意圖，(b)為橢圓底淺薄球殼力學(xué)模型示意圖；圖4不同加載方式下的圓底淺薄球殼，其中，(a)為在模型中心點(diǎn)加集中載荷示意圖，(b)為布置多個加載點(diǎn)示意圖；圖5圓底淺薄球殼模型變形過程示意圖。
具體實(shí)施例方式實(shí)施例一如圖1所示，本實(shí)施例的雙穩(wěn)態(tài)進(jìn)氣道，包括進(jìn)氣道壁1，所述的進(jìn)氣道壁1上設(shè)置有一個雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)區(qū)域2。所述的雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)區(qū)域2為具有第一穩(wěn)定構(gòu)型和第二穩(wěn)定構(gòu)型的雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)區(qū)域，當(dāng)雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)區(qū)域2處于第一穩(wěn)定構(gòu)型時，其至氣道壁1的距離為A0， 當(dāng)雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)區(qū)域2處于第二穩(wěn)定構(gòu)型時，其至氣道壁1的距離為Al，AO < Al。實(shí)施例二 如圖2所示，本實(shí)施例的雙穩(wěn)態(tài)進(jìn)氣道，包括由進(jìn)氣道外罩3和飛機(jī)機(jī)身鼓包型面 4組成的進(jìn)氣區(qū)域，所述的飛機(jī)機(jī)身鼓包型面4上設(shè)置有至少一個雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)區(qū)域41。所述的雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)區(qū)域41位于飛機(jī)機(jī)身鼓包型面4的鼓包區(qū)域42。鼓包區(qū)域42的最高點(diǎn)至進(jìn)氣道外罩3之間為喉道位置。當(dāng)雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)區(qū)域41處于第一穩(wěn)定構(gòu)型時，鼓包區(qū)域42 至氣道外罩3的距離為A0，當(dāng)雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)區(qū)域41處于第二穩(wěn)定構(gòu)型時，鼓包區(qū)域42至氣道外罩3的距離為Al，AO < Al。上述實(shí)施例的雙穩(wěn)態(tài)進(jìn)氣道應(yīng)用在飛機(jī)進(jìn)氣道中時，當(dāng)飛機(jī)處于高速飛行時，雙穩(wěn)態(tài)構(gòu)型處于初始穩(wěn)定構(gòu)型，使得進(jìn)氣道面積較小，滿足發(fā)動機(jī)小流量需求；反之，當(dāng)飛機(jī)處于低速飛行時，雙穩(wěn)態(tài)構(gòu)型則切換至第二穩(wěn)定構(gòu)型，使得進(jìn)氣道變大，滿足發(fā)動機(jī)大流量需求，從而實(shí)現(xiàn)對氣流量的調(diào)節(jié)。實(shí)施例三本實(shí)施例涉及雙穩(wěn)態(tài)進(jìn)氣道中雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)區(qū)域的設(shè)計方法，具體為(1)選取鼓包進(jìn)氣道喉道區(qū)域型面作為變形型面，根據(jù)變形型面的形狀選擇合適的雙穩(wěn)態(tài)薄殼結(jié)構(gòu)力學(xué)模型，確定模型的形狀設(shè)計參數(shù)。在鼓包進(jìn)氣道喉道區(qū)域選擇圓形邊界的變形型面，采用圓底淺薄球殼力學(xué)模型進(jìn)行雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)設(shè)計，該模型的形狀參數(shù)包括底面直徑加，拱高為h，厚度t。(2)采用理論計算和數(shù)值仿真綜合設(shè)計技術(shù)，研究雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)力學(xué)模型在不同驅(qū)動方式下的變形機(jī)制和力學(xué)性能。采用非線性大撓度理論對圓底淺薄球殼在驅(qū)動力作用下的變形機(jī)制進(jìn)行分析。以
邊界鉸支，受驅(qū)動載荷的圓底淺薄球殼為例，建立平衡方程以及邊界條件
權(quán)利要求
1.一種雙穩(wěn)態(tài)進(jìn)氣道，包括進(jìn)氣道壁(1 )，其特征在于，所述的進(jìn)氣道壁(1)上設(shè)置有至少一個雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)區(qū)域(2)。
2.如權(quán)利要求1所述的雙穩(wěn)態(tài)進(jìn)氣道，其特征在于，所述的雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)區(qū)域(2)為具有第一穩(wěn)定構(gòu)型和第二穩(wěn)定構(gòu)型的雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)區(qū)域。
3.一種雙穩(wěn)態(tài)進(jìn)氣道，包括由進(jìn)氣道外罩(3)和飛機(jī)機(jī)身鼓包型面(4)組成的進(jìn)氣區(qū)域，其特征在于，所述的飛機(jī)機(jī)身鼓包型面(4)上設(shè)置有至少一個雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)區(qū)域(41 )。
4.如權(quán)利要求3所述的雙穩(wěn)態(tài)進(jìn)氣道，其特征在于，所述的雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)區(qū)域(41)位于飛機(jī)機(jī)身鼓包型面(4)的鼓包區(qū)域(42)。
5.如權(quán)利要求3或4所述的雙穩(wěn)態(tài)進(jìn)氣道，其特征在于，所述的雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)區(qū)域(41) 呈圓形或者橢圓形。
6.如權(quán)利要求1至5任一權(quán)利要求所述的雙穩(wěn)態(tài)進(jìn)氣道作為飛機(jī)進(jìn)氣道的應(yīng)用，其特征在于，雙穩(wěn)態(tài)進(jìn)氣道設(shè)置有至少一個雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)區(qū)域(2)。
7.如權(quán)利要求6所述的雙穩(wěn)態(tài)進(jìn)氣道作為飛機(jī)進(jìn)氣道的應(yīng)用，其特征在于，雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)區(qū)域(2)具有第一穩(wěn)定構(gòu)型和第二穩(wěn)定構(gòu)型。
8.如權(quán)利要求7所述的雙穩(wěn)態(tài)進(jìn)氣道作為飛機(jī)進(jìn)氣道的應(yīng)用，其特征在于，所述的雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)區(qū)域(2)的第二穩(wěn)定構(gòu)型使飛機(jī)進(jìn)氣道進(jìn)口喉道面積增大。
9.一種如權(quán)利要求2所述的雙穩(wěn)態(tài)進(jìn)氣道的設(shè)計方法，其特征在于，所述的設(shè)計方法包括下列步驟步驟一選取鼓包進(jìn)氣道喉道區(qū)域型面作為變形型面，并以該變形型面作為雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)區(qū)域，根據(jù)變形型面的形狀選擇合適的雙穩(wěn)態(tài)薄殼結(jié)構(gòu)力學(xué)模型，確定模型的形狀設(shè)計參數(shù)；步驟二 確定步驟一所述雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)力學(xué)模型在不同驅(qū)動方式下的變形機(jī)制和力學(xué)性能；步驟三根據(jù)鼓包進(jìn)氣道喉道區(qū)域變形型面的面積和變形量要求，以及可提供的驅(qū)動力大小范圍，進(jìn)行雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)設(shè)計，確定變形型面的結(jié)構(gòu)參數(shù)和驅(qū)動方式。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種具有雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)的飛機(jī)進(jìn)氣道，同時涉及該雙穩(wěn)態(tài)進(jìn)氣道的設(shè)計方法，所述的雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)區(qū)域根據(jù)飛機(jī)進(jìn)氣道的不同形式進(jìn)行不同形式的設(shè)置，當(dāng)飛機(jī)具有獨(dú)立的進(jìn)氣管道時，所述的雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)可設(shè)置在進(jìn)氣管道壁上；當(dāng)飛機(jī)的進(jìn)氣區(qū)域由進(jìn)氣道外罩和機(jī)身鼓包型面給成時，所述的雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)可設(shè)置在機(jī)身鼓包型面的鼓包區(qū)域。所述的設(shè)計方法對雙穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)區(qū)域進(jìn)行設(shè)計，最終確定其結(jié)構(gòu)參數(shù)。本發(fā)明的具有雙穩(wěn)態(tài)可變形結(jié)構(gòu)的進(jìn)氣道，實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道例如鼓包進(jìn)氣道壓縮型面的局部凹凸變形，從而改變進(jìn)氣道喉道面積，解決了鼓包進(jìn)氣道壓縮型面不可調(diào)問題，使得飛機(jī)在不同飛行狀態(tài)下都能具有最佳進(jìn)氣道性能和進(jìn)發(fā)匹配特性。
文檔編號F02C7/042GK102518517SQ201110406480
公開日2012年6月27日 申請日期2011年12月8日 優(yōu)先權(quán)日2011年12月8日
發(fā)明者周麗, 張平, 邱濤 申請人:南京航空航天大學(xué)