專(zhuān)利名稱(chēng)：一種可變形鼓包進(jìn)氣道的鼓包型面變形實(shí)現(xiàn)方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種變體飛機(jī)技術(shù)領(lǐng)域中的自適應(yīng)進(jìn)氣道技術(shù)，尤其涉及一種可變形鼓包進(jìn)氣道的鼓包型面變形實(shí)現(xiàn)方法。該方法使得鼓包產(chǎn)生光滑平整的凹陷變形，得到較大的氣流通量變化，以兼顧不同飛行狀態(tài)下的發(fā)動(dòng)機(jī)推力性能和進(jìn)發(fā)匹配特性。
背景技術(shù)：
進(jìn)氣道是飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)中的重要部件，它對(duì)進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)的氣流進(jìn)行初步壓縮和調(diào)整，使得壓氣機(jī)入口處的氣流盡量平穩(wěn)。在不同飛行條件下，需要調(diào)節(jié)喉道面積和進(jìn)氣道形狀以滿足發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣量需求并降低飛行阻力。F-15、SU-27等飛機(jī)采用可調(diào)的二元進(jìn)氣道，進(jìn)口處設(shè)計(jì)了可動(dòng)壓縮斜板，對(duì)進(jìn)氣量進(jìn)行控制，也有將可調(diào)擋板布置在兩側(cè)進(jìn)氣道的外罩。但尖唇緣導(dǎo)致了飛機(jī)低速性能差，且結(jié)構(gòu)重量、成本和占據(jù)空間的增加，使得其綜合效率低下，復(fù)雜的調(diào)節(jié)系統(tǒng)帶來(lái)隱身性能差等問(wèn)題，更是無(wú)法滿足四代機(jī)的要求。

近年來(lái)，在先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)的進(jìn)氣道設(shè)計(jì)中，越來(lái)越多的采用DSI進(jìn)氣道，又稱(chēng)“三維鼓包式無(wú)附面層隔道進(jìn)氣道”。這種進(jìn)氣道采用一個(gè)固定的鼓包對(duì)氣流進(jìn)行壓縮，滿足設(shè)計(jì)飛行條件下的進(jìn)氣通量需求，并消除附面層影響，達(dá)到簡(jiǎn)化結(jié)構(gòu)和減少雷達(dá)反射的目的。但是在設(shè)計(jì)過(guò)程中，鼓包的形狀不可調(diào)節(jié)，只能滿足一定馬赫數(shù)下的進(jìn)發(fā)匹配性能，當(dāng)飛行速度不在設(shè)計(jì)最優(yōu)速度范圍時(shí)，則面臨進(jìn)氣道高低速性能差的難題。通過(guò)分析進(jìn)氣道設(shè)計(jì)要求，本發(fā)明提出了適應(yīng)不同飛行狀態(tài)的可變形鼓包進(jìn)氣道概念。在DSI進(jìn)氣系統(tǒng)基礎(chǔ)上，采用驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)對(duì)進(jìn)氣道鼓包的局部區(qū)域進(jìn)行驅(qū)動(dòng)，改變鼓包的壓縮面型面形狀，調(diào)節(jié)進(jìn)氣道的喉道面積，從而滿足不同發(fā)動(dòng)機(jī)流量需求，并改善進(jìn)發(fā)匹配特性。
發(fā)明內(nèi)容本發(fā)明針對(duì)可變形鼓包進(jìn)氣道的鼓包壓縮型面調(diào)節(jié)問(wèn)題，提供了一種鼓包型面變形實(shí)現(xiàn)方法，旨在解決可變形鼓包進(jìn)氣道中鼓包型面的形狀控制問(wèn)題，兼顧驅(qū)動(dòng)力、驅(qū)動(dòng)能量、通量變化和型面平整度等因素，對(duì)鼓包變形的驅(qū)動(dòng)方案進(jìn)行優(yōu)化，使得DSI進(jìn)氣道通量產(chǎn)生可行的改變，滿足不同飛行狀態(tài)下的推力性能和進(jìn)發(fā)匹配特性。本發(fā)明所述的可變形鼓包進(jìn)氣道的鼓包型面變形設(shè)計(jì)方法，其包括以下步驟:
1)選取先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)鼓包進(jìn)氣道作為研究對(duì)象，建立鼓包變形區(qū)域模型，該鼓包采用超彈性材料制成；
2)研究鼓包變形區(qū)域的加載位置與驅(qū)動(dòng)所需載荷及變形后的型面平整度之間的關(guān)系，以?xún)?yōu)化加載裝置的布置，確定最優(yōu)的加載區(qū)域；
3)優(yōu)化加載方案和加載位置，采用兩步加載:先對(duì)鼓包變形區(qū)域中心進(jìn)行加載，將其驅(qū)動(dòng)至預(yù)定變形量，然后對(duì)鼓包變形區(qū)域中最優(yōu)的加載位置進(jìn)行加載進(jìn)而實(shí)現(xiàn)形狀調(diào)節(jié)，得到光滑平整的型面，從而以最優(yōu)的載荷需求實(shí)現(xiàn)鼓包變形區(qū)域的變形和形狀控制，并給出變形平整度評(píng)估；
4)按照步驟3)得到的加載位置安裝鼓包型面形狀控制裝置，在鼓包處機(jī)身內(nèi)側(cè)空間布置驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)，對(duì)鼓包型面進(jìn)行面外方向的調(diào)節(jié)，實(shí)現(xiàn)可變形鼓包進(jìn)氣道的鼓包型面形狀控制。
上述步驟I)所述鼓包變形區(qū)域模型的建立是針對(duì)鼓包進(jìn)氣道中的鼓包型面，在喉道位置處選取一近似橢圓底的橢球殼體區(qū)域作為鼓包變形區(qū)，該鼓包變形區(qū)包括變形區(qū)域和搭接區(qū)域。所述步驟2)的具體過(guò)程為:
2.1)采用數(shù)值仿真技術(shù)，對(duì)鼓包變形區(qū)域模型進(jìn)行加載，用多加載點(diǎn)同步位移加載模擬剛框協(xié)調(diào)加載，研究鼓包殼面的變形機(jī)理；
2.2)變化加載點(diǎn)布置位置進(jìn)行仿真，分析不同加載點(diǎn)布置情況下對(duì)驅(qū)動(dòng)所需載荷特性及變形后型面平整度的影響，確定最優(yōu)的加載位置。所述步驟4)的鼓包型面形狀控制裝置包括作動(dòng)筒、剛框及連接桿，三者均布置在鼓包處的機(jī)身內(nèi)側(cè)，作動(dòng)筒對(duì)應(yīng)鼓包變形區(qū)域固定，剛框安裝在作動(dòng)筒的活塞上，若干根連接桿一端固定在剛框上，另一端連接鼓包殼面，由作動(dòng)筒同步驅(qū)動(dòng)，通過(guò)剛框協(xié)調(diào)加載，作用在鼓包變形區(qū)域上。本發(fā)明的方法可以實(shí)現(xiàn)鼓包進(jìn)氣道中鼓包型面的局部可調(diào)變形，從而改變進(jìn)氣道喉道面積，提供一種可變形鼓包進(jìn)氣道的實(shí)現(xiàn)方法。本發(fā)明采用分步加載實(shí)現(xiàn)鼓包型面變形和形狀控制，所需載荷水平小且載荷曲線平緩，鼓包殼面應(yīng)變水平適中，變形后鼓包型面平整，進(jìn)氣道氣流通量改變效果明顯，以兼顧不同飛行狀態(tài)下的發(fā)動(dòng)機(jī)推力性能和進(jìn)發(fā)匹配特性。


圖1 (a)鼓包局部可調(diào)的可變形鼓包進(jìn)氣道，
圖1 (b)是圖1a中A-A向截面圖，
圖2鼓包變形區(qū)模型參數(shù)，
圖3驅(qū)動(dòng)方案，
圖4殼面等高度橢圓加載框參數(shù)，
圖5變形后的殼面形狀，
圖6變形后殼面順來(lái)流方向剖面，
圖7變形后殼面垂直來(lái)流方向剖面，
圖8加載中順來(lái)流方向?qū)ΨQ(chēng)剖面變化過(guò)程，
圖9剛框加載下總載荷位移曲線和應(yīng)變能位移曲線，
圖10加載框長(zhǎng)度對(duì)載荷位移曲線的影響，
圖11加載框到長(zhǎng)軸的距離對(duì)載荷位移曲線的影響，
圖12兩步加載過(guò)程殼面形狀，
圖13兩步加載過(guò)程總載荷位移曲線和應(yīng)變能位移曲線，
圖14變形后截面積變化量及平整度。具體實(shí) 施方式本發(fā)明的設(shè)計(jì)方法具體實(shí)施方式
如下:
(I)根據(jù)四代機(jī)鼓包進(jìn)氣道中的鼓包型面形狀，選取變形區(qū)并建立力學(xué)模型。鼓包進(jìn)氣道中的鼓包型面是一個(gè)經(jīng)過(guò)氣動(dòng)設(shè)計(jì)的三維型面，在喉道位置處選取適當(dāng)大小的區(qū)域作為鼓包變形區(qū)，為一近似橢圓底的橢球殼體。通過(guò)實(shí)現(xiàn)局部變形區(qū)的可調(diào)變形，從而改變進(jìn)氣道喉道面積，提供一種可變形鼓包進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)方法，如圖1(a)和圖1(b)所示。建立模型包括變形區(qū)域和搭接區(qū)域。如圖2所示，搭接區(qū)域的邊界固定支撐，厚度為4mm，變形區(qū)域厚度為2mm，定義材料為各向同性線彈性材料，彈性模型A=70GPa，泊松比 V =0.3。(2)設(shè)計(jì)驅(qū)動(dòng)方式，對(duì)鼓包型面進(jìn)行面外方向的調(diào)節(jié)，產(chǎn)生局部區(qū)域的型面可調(diào)變形。根據(jù)進(jìn)氣道的結(jié)構(gòu)空間進(jìn)行布局，設(shè)計(jì)一種液壓作動(dòng)筒配合剛框加載的驅(qū)動(dòng)方案，如圖3所示，作動(dòng)筒、剛框及連接桿均布置在鼓包處的機(jī)身內(nèi)側(cè)，作動(dòng)筒對(duì)應(yīng)鼓包變形區(qū)域固定在飛機(jī)結(jié)構(gòu)上，剛框安裝在作動(dòng)筒的活塞桿上，若干根連接桿一端固定在剛框上，另一端連接鼓包殼面。由作動(dòng)筒同步驅(qū)動(dòng)，通過(guò)剛框協(xié)調(diào)加載，作用在殼面上。(3)采用數(shù)值仿真技術(shù)，對(duì)鼓包變形區(qū)的模型進(jìn)行加載，研究鼓包殼面變形的機(jī)理。利用ABAQUS軟件進(jìn)行仿真，在變形區(qū)域內(nèi)分布加載點(diǎn)，施加同步位移載荷，模擬剛框的協(xié)調(diào)加載。在加載點(diǎn)沿殼面等高度線分布的情況下對(duì)變形區(qū)進(jìn)行加載，分析殼面的型面變形、應(yīng)變分布以及驅(qū)動(dòng)所需載荷和能量，研究其變形機(jī)理。如圖4所不加載點(diǎn)橢圓線分布情況,加載點(diǎn)處在未變形殼面上同一高度,取初始參數(shù)為:加載框沿·氣流方向跨度與加載區(qū)長(zhǎng)軸之比z/a=0.37，加載框離長(zhǎng)軸的距離與加載區(qū)短半軸之比_f/6=0.5，以及每個(gè)加載框上與殼面連接的加載點(diǎn)的個(gè)數(shù)/7=3。在上述位置進(jìn)行加載，驅(qū)動(dòng)殼面產(chǎn)生變形達(dá)到要求的通量變化，加載結(jié)果如圖5所示(云圖為加載后殼面各點(diǎn)的高度，白色實(shí)線為加載框位置)，變形區(qū)中間下凹，形成光滑的型面。為描述變形后的曲面形狀，在ABAQUS后處理中分別沿來(lái)流方向和垂直來(lái)流方向取出一系列截面曲線，如圖6和圖7所示，型面沿來(lái)流方向以及垂直來(lái)流方向都呈現(xiàn)雙波峰曲線。為研究鼓包殼面的變形機(jī)理，對(duì)仿真結(jié)果進(jìn)行處理分析，如圖8所示為加載過(guò)程中沿來(lái)流對(duì)稱(chēng)剖面的變化過(guò)程，加載點(diǎn)的總載荷位移曲線以及結(jié)構(gòu)應(yīng)變能隨加載過(guò)程的變化曲線如圖9所示。結(jié)構(gòu)在A點(diǎn)時(shí)處于初始穩(wěn)態(tài)構(gòu)型，加載過(guò)程中，由于加載位置不在殼面中心，殼面先發(fā)生局部變形，加載點(diǎn)區(qū)域下凹，中間凸起；隨著驅(qū)動(dòng)載荷增大，變形增加且影響區(qū)域擴(kuò)大，結(jié)構(gòu)中的應(yīng)變能也不斷增加；在8點(diǎn)處載荷達(dá)到局部屈曲臨界載荷，結(jié)構(gòu)中間凸起部分發(fā)生局部屈曲，由于分析采用準(zhǔn)靜態(tài)過(guò)程，屈曲之后的變形過(guò)程比較緩慢，在該過(guò)程中隨著變形的緩慢增加，驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)提供的平衡力減小，結(jié)構(gòu)的應(yīng)變能緩慢增加；當(dāng)加載到C點(diǎn)時(shí)，發(fā)生局部跳變，中間凹陷，應(yīng)變能快速釋放，在短時(shí)間內(nèi)載荷大幅度下降，并產(chǎn)生較大的位移滑移；按所需形變量繼續(xù)加載到D型面，結(jié)構(gòu)沒(méi)有發(fā)生整體跳變，維持D型面構(gòu)型需要依靠一定的載荷。得出的數(shù)據(jù)結(jié)果有:總載荷峰值33.4kN,維持變形后構(gòu)型所需載荷為6.9kN, 一次加載需要輸入能量466J。變形過(guò)程中，殼面出現(xiàn)最大拉伸應(yīng)變?yōu)?3800 μ ε，最大壓縮應(yīng)變?yōu)?17000 μ ε。(4)對(duì)加載點(diǎn)位置進(jìn)行變參研究，分析其對(duì)驅(qū)動(dòng)所需載荷特性及變形后型面平整度的影響。分別對(duì)第(3)步中初始參數(shù)案例中的x/a, y/b和η進(jìn)行變參，將結(jié)構(gòu)加載到相同的預(yù)定變形量，得到仿真結(jié)果并處理，對(duì)加載過(guò)程中的載荷峰值、維持載荷、應(yīng)變水平及變形后的型面形狀進(jìn)行比較。如圖10所示為不同長(zhǎng)度橢圓加載框加載下的載荷位移曲線(其中z/a=0表示在短軸上單點(diǎn)加載，z/a=0.5表示閉合的單框加載)，結(jié)果表明，加載框長(zhǎng)度對(duì)型面的變形影響不大，型面沿來(lái)流方向以及垂直來(lái)流方向都主要呈現(xiàn)雙波峰曲線。最終形變?cè)诰植坑型蛊?，且隨著加載框長(zhǎng)度減小，局部凸起增加。閉合單框加載時(shí)變形區(qū)較光滑。隨著加載框長(zhǎng)度增加，結(jié)構(gòu)變形過(guò)程中所需載荷峰值增大，而最終的維持載荷基本不變，這是由于在加載過(guò)程中，結(jié)構(gòu)需要經(jīng)過(guò)殼面中間部位的局部跳變，加載框越長(zhǎng)，積累在殼體中間凸起部位的應(yīng)變能則越多，所需載荷峰值越大。另外可以看到，隨著加載框長(zhǎng)度減小，跳變的發(fā)生推遲，載荷位移曲線比較平緩。最大拉伸應(yīng)變水平在1000(Γ16000 μ ε，最大壓縮應(yīng)變水平在13000^20000 μ ε 。如圖11所示為橢圓加載框到長(zhǎng)軸的距離對(duì)載荷位移曲線的影響，結(jié)果表明，型面沿來(lái)流方向以及垂直來(lái)流方向都主要呈現(xiàn)雙波峰曲線。當(dāng)加載點(diǎn)靠近殼面中心時(shí)，由于加載過(guò)程中沒(méi)有發(fā)生跳變，其載荷位移曲線很平緩。而隨著加載框位置向外移動(dòng)，局部跳變產(chǎn)生并逐漸推遲，跳變覆蓋的殼面面積增加，出現(xiàn)的載荷峰值急劇增大，變形過(guò)程中結(jié)構(gòu)內(nèi)的應(yīng)變峰值增大，而維持載荷保持在6kN 9kN，變化不大。載框要與殼面連接，可以是多點(diǎn)連接，也可以是整體連接，不同的連接方式對(duì)加工和裝配工藝要求不同，同時(shí)對(duì)結(jié)構(gòu)重量也有影響。對(duì)橢圓框與殼面連接點(diǎn)數(shù)η進(jìn)行變參仿真，結(jié)果顯示，加載點(diǎn)個(gè)數(shù)對(duì)對(duì)總載荷峰值以及變形后的維持載荷大小影響很小，但布置多個(gè)加載點(diǎn)數(shù)量可以減少局部凹凸，使得變形區(qū)域平滑，殼面應(yīng)力集中減小，最大壓縮應(yīng)變降低。(5)設(shè)計(jì)分步加載方案，完成變形和形狀控制，評(píng)估變形效果。從上一節(jié)的加載方案設(shè)計(jì)結(jié)論得出，加載位置越靠近中心，臨界載荷越小。但是這時(shí)的變形不滿足設(shè)計(jì)要求，需要對(duì)形狀進(jìn)行控制，即利用剛框進(jìn)行加載。綜合考慮驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)的布局和形變要求，選擇兩步加載方案，先由主驅(qū)動(dòng)器對(duì)殼面中心進(jìn)行加載，將鼓包變形區(qū)驅(qū)動(dòng)至預(yù)定變形量，然后由輔助驅(qū)動(dòng)器帶動(dòng)剛框?qū)ψ冃螀^(qū)進(jìn)行形狀調(diào)節(jié)，以達(dá)到設(shè)計(jì)要求。具體加載步驟:第一步在中心點(diǎn)向下加66mm位移載荷,第二步卸去第一步的加載，同時(shí)在_f/6=0.3，x/a=0.5區(qū)域向下加位移載荷使變形平坦，加載過(guò)程的殼面形狀如圖12所示。對(duì)有限元仿真結(jié)果進(jìn)行處理，分別得到兩步加載的驅(qū)動(dòng)器載荷隨時(shí)間變化曲線如圖13 (a)和(b)所示，載荷峰值分別為6.4kN和7.0kN。變形后維持載荷為7.0kN，一次加載需要輸入能量540J。變形過(guò)程中，在加載點(diǎn)處出現(xiàn)結(jié)構(gòu)中最大拉伸應(yīng)變?yōu)?3000 μ ε，最大壓縮應(yīng)變?yōu)?6000 μ ε。為評(píng)估鼓包進(jìn)氣道的進(jìn)氣通量變化，需計(jì)算鼓包的變形量，下面給出一種評(píng)估方法。在有限元分析結(jié)果中，提取變形區(qū)殼面各點(diǎn)垂直底面圓方向的坐標(biāo)，進(jìn)行處理后近似得到變形后殼面的平均拱高，與原殼面垂直來(lái)流方向的對(duì)稱(chēng)剖面拱高對(duì)比，得到截面積變化量作為評(píng)估進(jìn)氣通量變化的依據(jù)。如圖14所示，計(jì)算得到橢圓框加載變形后AS=0.019m2。鼓包型面的平整度也是形狀控制的重要目標(biāo)，對(duì)鼓包進(jìn)氣道的工作性能有很大影響。型面的平整度主要 包括兩方面:一是從整體尺寸來(lái)看，鼓包變形后要求盡量減小波峰的高度，避免氣流流過(guò)時(shí)產(chǎn)生分離；二是從局部來(lái)看，要求減少局部的凹凸，使得型面光滑，避免產(chǎn)生氣流擾動(dòng)。定義變形后殼面各點(diǎn)高度與平均拱高的最大差值為，表征型面整體尺寸的平整度。本案例中」么 =18.63mm，出現(xiàn)在中心下凹處，通過(guò)加載調(diào)整后的型面光滑平整。
本發(fā)明具體應(yīng)用途徑很多，以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施方式，應(yīng)當(dāng)指出，
對(duì)于本技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來(lái)說(shuō)，在不脫離本發(fā)明原理的前提下，還可以作出若干改進(jìn)，這些改 進(jìn)也應(yīng)視為本發(fā)明的保護(hù)范圍。
權(quán)利要求
1.一種可變形鼓包進(jìn)氣道的鼓包型面變形實(shí)現(xiàn)方法，其特征在于包括以下步驟: 1)選取先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)鼓包進(jìn)氣道作為研究對(duì)象，建立鼓包變形區(qū)域模型，該鼓包采用超彈性材料制成； 2)研究鼓包變形區(qū)域的加載位置與驅(qū)動(dòng)所需載荷及變形后的型面平整度之間的關(guān)系，以?xún)?yōu)化加載裝置的布置，確定最優(yōu)的加載區(qū)域； 3)優(yōu)化加載方案和加載位置，采用兩步加載:先對(duì)鼓包變形區(qū)域中心進(jìn)行加載，將其驅(qū)動(dòng)至預(yù)定變形量，然后對(duì)鼓包變形區(qū)域中最優(yōu)的加載位置進(jìn)行加載進(jìn)實(shí)現(xiàn)形狀調(diào)節(jié)，得到光滑平整的型面，從而以最優(yōu)的載荷需求實(shí)現(xiàn)鼓包變形區(qū)域的變形和形狀控制，并給出變形平整度評(píng)估； 4)按照步驟3)得到的加載位置安裝鼓包型面形狀控制裝置，在鼓包處機(jī)身內(nèi)側(cè)空間布置驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)，對(duì)鼓包型面進(jìn)行面外方向的調(diào)節(jié)，實(shí)現(xiàn)可變形鼓包進(jìn)氣道的鼓包型面形狀控制。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的可變形鼓包進(jìn)氣道的鼓包型面變形實(shí)現(xiàn)方法，其特征在于，步驟I)所述鼓包變形區(qū)域模型的建立是針對(duì)鼓包進(jìn)氣道中的鼓包型面，在喉道位置處選取一近似橢圓 底的橢球殼體區(qū)域作為鼓包變形區(qū)，該鼓包變形區(qū)包括變形區(qū)域和搭接區(qū)域。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的可變形鼓包進(jìn)氣道的鼓包型面變形實(shí)現(xiàn)方法，其特征在于，所述步驟2)的具體過(guò)程為: 2.1)采用數(shù)值仿真技術(shù)，對(duì)鼓包變形區(qū)域模型進(jìn)行加載，用多加載點(diǎn)同步位移加載模擬剛框協(xié)調(diào)加載，研究鼓包殼面的變形機(jī)理； 2.2)變化加載點(diǎn)布置位置進(jìn)行仿真，分析不同加載點(diǎn)布置情況下對(duì)驅(qū)動(dòng)所需載荷特性及變形后型面平整度的影響，確定最優(yōu)的加載位置。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的可變形鼓包進(jìn)氣道的鼓包型面變形實(shí)現(xiàn)方法，其特征在于，步驟4)所述的鼓包型面形狀控制裝置包括作動(dòng)筒、剛框及連接桿，三者均布置在鼓包處的機(jī)身內(nèi)側(cè)，作動(dòng)筒對(duì)應(yīng)鼓包變形區(qū)域固定，剛框安裝在作動(dòng)筒的活塞上，若干根連接桿一端固定在剛框上，另一端連接鼓包殼面，由作動(dòng)筒同步驅(qū)動(dòng)，通過(guò)剛框協(xié)調(diào)加載，作用在鼓包變形區(qū)域上。
全文摘要
本發(fā)明公開(kāi)了一種可變形鼓包進(jìn)氣道的鼓包型面變形實(shí)現(xiàn)方法，先選取鼓包進(jìn)氣道作為研究對(duì)象，建立鼓包變形區(qū)域模型，研究變形區(qū)域加載位置與所需載荷及變形后的型面平整度之間的關(guān)系，優(yōu)化加載裝置的布置，確定最優(yōu)的加載區(qū)域；優(yōu)化加載方案和加載位置，先對(duì)鼓包變形區(qū)域中心進(jìn)行加載，將其驅(qū)動(dòng)至預(yù)定變形量，然后對(duì)鼓包變形區(qū)域中最優(yōu)的加載位置進(jìn)行加載進(jìn)而實(shí)現(xiàn)形狀調(diào)節(jié)，得到光滑平整的型面；安裝鼓包型面形狀控制裝置，在鼓包處機(jī)身內(nèi)側(cè)空間布置驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)，對(duì)鼓包型面進(jìn)行面外方向的調(diào)節(jié)，實(shí)現(xiàn)可變形鼓包進(jìn)氣道的鼓包型面形狀控制。該發(fā)明使得進(jìn)氣道氣流通量改變效果明顯，兼顧不同飛行狀態(tài)下的發(fā)動(dòng)機(jī)推力性能和進(jìn)發(fā)匹配特性。
文檔編號(hào)F02C7/042GK103225542SQ20131012473
公開(kāi)日2013年7月31日 申請(qǐng)日期2013年4月11日 優(yōu)先權(quán)日2013年4月11日
發(fā)明者周麗, 程文杰, 張平, 邱濤 申請(qǐng)人:南京航空航天大學(xué)