[发明专利]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

说明书

技术领域

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。

发明内容

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