本發(fā)明涉及航空結構設計技術領域，具體涉及一種進氣道唇口變形結構及進氣道唇口變形結構控制方法。

背景技術：

對于最大飛行M數為超音速的飛機，進氣道/發(fā)動機的匹配問題始終是一個棘手的問題。飛機從靜止到起飛狀態(tài)，來流速度由零逐漸增加，由于來流速度很低，進入進氣道的氣流會從周圍環(huán)境被抽吸進來，使進氣道內氣流出現(xiàn)分離，進氣道唇緣越薄，這種氣流分離越嚴重，造成進氣道喉道堵塞，使發(fā)動機進口流場畸變增大，總壓損失增加，推力損失增大，飛機滑跑距離增加。

技術實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的是提供一種進氣道唇口變形結構及進氣道唇口變形結構控制方法，以解決或至少減輕背景技術中所存在的至少一處的問題。

本發(fā)明的技術方案是：提供一種進氣道唇口變形結構，包含主承載結構、蒙皮及唇緣結構，所述主承載結構的一端固定在懸臂支撐梁上，另一端連接所述唇緣結構，所述蒙皮包覆在所述唇緣結構外部；所述進氣道唇口變形結構還包含溫度傳感器、多個應變傳感器、溫度調節(jié)裝置及唇緣結構驅動裝置；

所述主承載結構采用記憶合金材料制造，并設置在所述蒙皮形成的封閉空腔內；

所述封閉空腔設置有進氣口和出氣口；所述溫度調節(jié)裝置與所述封閉空腔的進氣口連接，用于調節(jié)所述封閉空腔內的溫度；

所述溫度傳感器設置在所述主承載結構上；

所述應變傳感器設置在所述蒙皮的內表面及所述主承載結構上；

所述唇緣結構驅動裝置設置在所述主承載結構上，用于驅動所述唇緣結構。

優(yōu)選地，所述唇緣結構包含固定部和調節(jié)部，所述固定部的一端與所述調節(jié)部的一端固定連接，所述固定部與所述主承載結構固定連接；所述調節(jié)部的一側面與所述蒙皮的內表面貼合，用于支撐所述蒙皮，所述調節(jié)部上與所述蒙皮的內表面相對的另一側面上設置有應變傳感器。

優(yōu)選地，所述唇緣結構驅動裝置包含第一驅動機構、滑輪及柔性繩索；所述第一驅動機構固定在所述主承載結構上，所述滑輪設置在所述唇緣結構與所述第一驅動機構之間；所述柔性繩索繞過所述滑輪，一端與所述第一驅動機構連接，另一端與所述調節(jié)部遠離固定部的一端連接。

優(yōu)選地，所述進氣道唇口變形結構還包含流量傳感器及壓強傳感器，所述流量傳感器及壓強傳感器安裝在所述主承載結構上；所述溫度調節(jié)裝置包含冷氣罐與熱氣罐，所述冷氣罐與熱氣罐分別所述封閉空腔的進氣口連通。

優(yōu)選地，所述冷氣罐與熱氣罐上分別設置有增壓泵，所述增壓泵用于將氣罐內的氣體送入所述封閉空腔內。

優(yōu)選地，所述進氣道唇口變形結構還包含維形鋼索，所述維形鋼索的一端連接所述蒙皮的內壁，另一端連接所述主承載結構。

本發(fā)明還提供給了一種進氣道唇口變形結構控制方法，采用如上所述的進氣道唇口變形結構，包含以下步驟：

步驟一、根據飛機進發(fā)匹配要求設計飛機在不同飛行速度下的唇口形狀控制律，所述進發(fā)匹配是指進氣道流量與發(fā)動機的匹配；

步驟二、根據由記憶合金構成的主承載結構的變形與溫度的對應關系以及唇口形狀控制律設計所述主承載結構的溫度控制律，并根據唇口形狀控制律設計控制唇緣結構的第一驅動機構的第一驅動控制律，及控制蒙皮隨動的第二驅動機構的第二驅動控制律；

步驟三、獲取當前飛行狀態(tài)，確定當前飛行狀態(tài)對應的唇口形狀控制律輸入，并依次確定溫度控制律的輸入、第一驅動控制律的輸入以及第二驅動控制律的輸入；

步驟四、根據溫度控制律的輸入控制由蒙皮構成的封閉空腔內的冷氣與熱氣的比例輸出，同時，根據唇緣驅動控制律輸入控制唇緣的形狀輸出。

在上述進氣道唇口變形結構控制方法中，優(yōu)選地，所述步驟三還包括獲取當前飛行狀態(tài)下進氣道唇口形狀，并作為數據反饋提供給第一驅動機構。

在上述進氣道唇口變形結構控制方法中，優(yōu)選地，所述步驟三還包括獲取當前飛行狀態(tài)下由蒙皮構成的封閉空腔內的溫度與壓強，并作為數據反饋給增壓泵控制機構。

在上述進氣道唇口變形結構控制方法中，優(yōu)選地，所述步驟四中，在將冷氣或熱氣輸送到所述封閉空腔內之前，進一步包括將所述冷氣與所述熱氣在所述封閉空腔外混合均勻至一定溫度。

本發(fā)明的優(yōu)點在于：本發(fā)明提供了一種進氣道唇口變形結構及進氣道唇口變形結構控制方法，進氣道的唇口能夠在一定范圍內反復改變形狀，根據實際飛行速度，設定合適的進氣道唇口，解決了現(xiàn)有技術中唇口結構不可調節(jié)的問題，使進氣道在不同飛行狀態(tài)下都具有最優(yōu)的氣動性能和進發(fā)匹配特性。

附圖說明

圖1是本發(fā)明一實施例的進氣道唇口變形結構示意圖。

圖2是圖1所示的進氣道唇口變形結構中的唇緣結構示意圖。

圖3是圖1所示的進氣道唇口變形結構中的溫度調節(jié)裝置的示意圖。

其中，1-主承載結構，2-蒙皮，3-唇緣結構，31-固定部，32-調節(jié)部，4-懸臂支撐梁，5-第一驅動機構，6-滑輪，7-柔性繩索，8-溫度傳感器，9-應變傳感器，10-出氣口，11-壓強傳感器，12-流量傳感器，13-冷氣罐，14-熱氣罐，15-維形鋼索。

具體實施方式

為使本發(fā)明實施的目的、技術方案和優(yōu)點更加清楚，下面將結合本發(fā)明實施例中的附圖，對本發(fā)明實施例中的技術方案進行更加詳細的描述。在附圖中，自始至終相同或類似的標號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實施例是本發(fā)明一部分實施例，而不是全部的實施例。下面通過參考附圖描述的實施例是示例性的，旨在用于解釋本發(fā)明，而不能理解為對本發(fā)明的限制?；诒景l(fā)明中的實施例，本領域普通技術人員在沒有作出創(chuàng)造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發(fā)明保護的范圍。下面結合附圖對本發(fā)明的實施例進行詳細說明。

在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術語“中心”、“縱向”、“橫向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“頂”、“底”“內”、“外”等指示的方位或位置關系為基于附圖所示的方位或位置關系，僅是為了便于描述本發(fā)明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構造和操作，因此不能理解為對本發(fā)明保護范圍的限制。

超音速進氣道為了滿足與發(fā)動機的流量匹配，需要采用進氣道下唇緣可動的辦法。在低速情況下，可以減小流動分離，降低流場畸變，提高發(fā)動機推力?？蓜哟骄夁€有另外一個功能便是在超音速飛行情況下，調節(jié)進氣道進口的捕獲流量，改變超音速喉道面積，提高進/發(fā)匹配性能。

進氣道唇口可變形結構可以在較大的范圍內改變形狀。飛機在飛行過程中，需要實時感知唇口上下的形狀，并根據當前的飛行速度對唇口結構進行控制，從而增大或減小進氣道的進氣口面積，以適應發(fā)動機的流量需求和進發(fā)匹配性能。

如圖1至圖3所示，一種進氣道唇口變形結構，包含主承載結構1、蒙皮2及唇緣結構3。主承載結構1的一端固定在懸臂支撐梁4上，另一端連接唇緣結構3，蒙皮2包覆在唇緣結構3外部。所述進氣道唇口變形結構還包含溫度傳感器8、多個應變傳感器9、溫度調節(jié)裝置及唇緣結構驅動裝置。

主承載結構1采用記憶合金材料制造，并設置在蒙皮2形成的封閉空腔內。在本實施例中，所述記憶合金為具有雙程記憶效應的形狀記憶合金，通過改變溫度可以控制記憶合金的形狀。

所述封閉空腔設置有進氣口和出氣口10；所述溫度調節(jié)裝置與所述封閉空腔的進氣口連接，用于調節(jié)所述封閉空腔內的溫度。

溫度傳感器8設置在主承載結構1上，用于檢測主承載結構1的溫度。在本實施例中，溫度傳感器8設置有多個，其優(yōu)點在于可以檢測主承載結構1上的多點溫度，確保各處溫度均勻。

應變傳感器9設置在蒙皮2的內表面及主承載結構1上，用于檢測蒙皮2的變形及主承載結構1的變形。在本實施例中，應變傳感器9在蒙皮2的內表面及主承載結構1上均設置有多個，方便檢測各處的應變。

所述唇緣結構驅動裝置設置在主承載結構1上，用于驅動所述唇緣結構3。

本發(fā)明的進氣道唇口變形結構通過控制封閉空腔內的溫度，可以改變主承載結構1的形狀，實現(xiàn)進氣道唇口的變形，以適應飛機的不同飛行速度，使進氣道在不同飛行狀態(tài)下都具有最優(yōu)的氣動性能和進發(fā)匹配特性。

在本實施例中，唇緣結構3包含固定部31和調節(jié)部32，固定部31的一端與調節(jié)部32的一端固定連接，固定部31與主承載結構1固定連接。調節(jié)部32的一側面與蒙皮2的內表面貼合，用于支撐蒙皮2，調節(jié)部32上與蒙皮2的內表面相對的另一側面上設置有應變傳感器9，應變傳感器9用于檢測調節(jié)部32的應變。如圖2所示，固定部31與調節(jié)部32形成一夾角。

在本實施例中，所述唇緣結構驅動裝置包含第一驅動機構5、滑輪6及柔性繩索7；第一驅動機構5固定在主承載結構1上，滑輪6設置在唇緣結構3與第一驅動機構5之間；柔性繩索7繞過滑輪6，一端與第一驅動機構5連接，另一端與調節(jié)部32遠離固定部31的一端連接。第一驅動機構5旋轉發(fā)動柔性繩索7，柔性繩索7拉動調節(jié)部32，調節(jié)部32向著固定部31變形，調節(jié)部32與固定部31之間的夾角變小，唇緣結構3的形狀發(fā)生變化。

在本實施例中，所述進氣道唇口變形結構還包含流量傳感器12及壓強傳感器11，所述流量傳感器12及壓強傳感器11安裝在主承載結構1上；所述溫度調節(jié)裝置包含冷氣罐13與熱氣罐14，冷氣罐13與熱氣罐14分別所述封閉空腔的進氣口連通。冷氣罐13用于為封閉空腔內通入冷氣，熱氣罐14用于為封閉空腔內通入熱氣，通過控制冷氣與熱氣的通入量，可以調節(jié)封閉空腔內的溫度，進而調節(jié)主承載結構1的形狀。流量傳感器12用于檢測封閉空腔內的氣體流量，壓強傳感器11用于檢測封閉空腔內的壓力，通過改變封閉空腔內的壓力，可以改變蒙皮2的形狀。

在本實施例中，冷氣罐13與熱氣罐14上分別設置有增壓泵，所述增壓泵用于將氣罐內的氣體送入所述封閉空腔內。

在本實施例中，所述進氣道唇口變形結構還包含維形鋼索15，維形鋼索15的一端連接蒙皮2的內壁，另一端連接主承載結構1。維形鋼索15為可伸縮鋼索，當封閉空腔內的壓強增大時，蒙皮2向外運動，拉伸維形鋼索15；當封閉空腔內的壓強減小時，蒙皮2收回，維形鋼索15相應回縮。

本發(fā)明還提供了一種進氣道唇口變形結構控制方法，采用如上所述的進氣道唇口變形結構，包含以下步驟：

步驟一、根據飛機進發(fā)匹配要求設計飛機在不同飛行速度下的唇口形狀控制律，所述進發(fā)匹配是指進氣道流量與發(fā)動機的匹配。

具體的，依據進發(fā)匹配特性，設計進氣道唇口在不同飛行速度下三種離散狀態(tài)時的形狀，確定主承載結構1、蒙皮2和唇緣結構3的三種狀態(tài)。如表1所示，進氣道唇口的三種狀態(tài)為上偏狀態(tài)、中間狀態(tài)和下偏狀態(tài)，其中α指唇緣結構的角度，L_ij為唇緣驅動鋼索的拉伸量，并有T1>T2>T2，α1<α2<α3，L₁₁>L₂₁，L₁₃<L₂₃。其中主承載結構的改變與蒙皮的形狀控制是通過改變唇口結構封閉腔體內的溫度和壓強來控制的。

當進氣道唇口上偏時，由中間狀態(tài)過渡為上偏狀態(tài)，由于T1>T2，由增壓泵向封閉空腔內充高溫氣體，達到記憶合金轉變溫度，使主承載結構帶動唇口結構上偏。同時，唇緣結構驅動裝置開始驅動唇緣改變其頓度。根據標定值，第一驅動機構5分別驅動上下柔性繩索7，使得唇緣頓度達到預期值α1。

表1：唇口結構離散狀態(tài)及其控制參數

步驟二、根據由記憶合金構成的主承載結構1的變形與溫度的對應關系以及唇口形狀控制律設計所述主承載結構1的溫度控制律，并根據唇口形狀控制律設計控制唇緣結構3的第一驅動機構的第一驅動控制律，及控制蒙皮2隨動的第二驅動機構的第二驅動控制律。

步驟三、獲取當前飛行狀態(tài)，確定當前飛行狀態(tài)對應的唇口形狀控制律輸入，并依次確定溫度控制律的輸入、第一驅動控制律的輸入以及第二驅動控制律的輸入；

步驟四、根據溫度控制律的輸入控制由蒙皮構成的封閉空腔內的冷氣與熱氣的比例輸出，同時，根據唇緣驅動控制律輸入控制唇緣的形狀輸出。

在本實施例中，所述步驟三還包括獲取當前飛行狀態(tài)下進氣道唇口形狀，并作為數據反饋提供給第一驅動機構。

在本實施例中，所述步驟三還包括獲取當前飛行狀態(tài)下由蒙皮構成的封閉空腔內的溫度與壓強，并作為數據反饋給增壓泵控制機構。

在本實施例中，所述步驟四中，在將冷氣或熱氣輸送到所述封閉空腔內之前，進一步包括將所述冷氣與所述熱氣在所述封閉空腔外混合均勻至一定溫度。

具體的，主承載結構1采用溫度控制的雙程記憶效應的形狀記憶合金。通過改變封閉腔體內的溫度，實現(xiàn)對主動變形結構的形狀控制。具體方法如下：主承載結構1的表面沿航向和展向均勻布置有溫度傳感器8、壓強傳感器11及應變傳感器9，封閉空腔通過進氣口分別接冷氣罐13、熱氣罐14，沿展向均勻布置多個進氣口和排氣口，通過對進氣口、排氣口流量和壓力的監(jiān)控，確保當有高溫或低溫氣體進入時腔內的氣體能夠充分混合，腔內的溫度場變化均勻，腔內的壓力穩(wěn)定。當需調節(jié)腔內的溫度時，需監(jiān)控腔體內的壓力，通過流量控制，使腔體內的壓力不產生大的波動，壓強的變化在±10％以內。當腔內的溫度需要提高時，打開熱氣罐的進氣口以及空腔的排氣口，熱氣罐的里的氣體通過增壓泵增壓進入腔體內，監(jiān)控流量傳感器12及壓強傳感器11的數值使進氣、排氣的過程中封閉空腔內氣壓變化平穩(wěn)，并且實時監(jiān)控溫度傳感器8及應變傳感器9的數值，當主承載結構1的變形達到要求，關閉進氣口、排氣口。同理，當腔內的溫度需要降低時，打開冷氣罐的進氣口以及空腔的排氣口，冷氣罐的里的氣體通過增壓泵增壓進入腔體內，監(jiān)控流量傳感器12及壓強傳感器11的數值使進氣、排氣的過程中封閉空腔內氣壓變化平穩(wěn)，并且實時監(jiān)控溫度傳感器8及應變傳感器9的數值，當主承載結構1的變形達到要求，關閉進氣口、排氣口。

選取剛度合適的材料作為蒙皮2，要求蒙皮2的面內剛度滿足唇口的變形要求，蒙皮2的形狀通過封閉空腔內的壓強和維形鋼索15的長度分布來控制。為了使蒙皮2在外部載荷的作用下保持需要的形狀，封閉空腔內充入高壓氣體，高壓氣體的壓強需達到氣動載荷壓強的15倍以上，并且在調整過程中保持腔內的氣壓變化在±10％以內。

根據唇口前緣三個離散狀態(tài)，確定其位于腔體內部的唇緣結構驅動裝置相應的三個行程。使唇緣結構3在不同載荷作用下的變形不超出唇緣結構驅動裝置的控制范圍。選擇合適的唇緣材料，要求唇緣載荷作用變形后的形狀，仍然可在唇緣可變形結構的驅動范圍內，計算唇緣結構在外載作用下，在典型的飛行速度下所需的外部驅動值，并對唇緣結構應變狀態(tài)進行記錄，作為標定值，控制唇緣結構驅動裝置，以達到使唇緣結構變形的目的。

最后需要指出的是：以上實施例僅用以說明本發(fā)明的技術方案，而非對其限制。盡管參照前述實施例對本發(fā)明進行了詳細的說明，本領域的普通技術人員應當理解：其依然可以對前述各實施例所記載的技術方案進行修改，或者對其中部分技術特征進行等同替換；而這些修改或者替換，并不使相應技術方案的本質脫離本發(fā)明各實施例技術方案的精神和范圍。