[發(fā)明專利]一種基于柔性蒙皮的自適應(yīng)鼓包進(jìn)氣道形狀控制方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201410665633.4
• 申請(qǐng)日: 2014-11-19
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN104384288B
• 公開(kāi)（公告）日: 2016-11-02
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 邱濤;周翌勛;王鄢;靳誠(chéng)忠
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司沈陽(yáng)飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所
• 主分類號(hào): B21D26/021
• 分類號(hào): B21D26/021
• 代理公司: 北京航信高科知識(shí)產(chǎn)權(quán)代理事務(wù)所(普通合伙) 11526
• 代理人: 周良玉

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于航空結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)領(lǐng)域，涉及一種基于柔性蒙皮的自適應(yīng)鼓包進(jìn)氣道形狀控制方法。

背景技術(shù)

先進(jìn)超音速戰(zhàn)斗機(jī)具有寬速域、高機(jī)動(dòng)、高隱身能力的特征。為了提高飛機(jī)的隱身性能，第四代戰(zhàn)斗機(jī)普遍采用了三元進(jìn)氣道，例如美國(guó)的F-35飛機(jī)使用的Bump(鼓包)進(jìn)氣道。但是，這種進(jìn)氣道的三維型面不可調(diào)節(jié)，只能在設(shè)計(jì)飛行速度下達(dá)到最佳性能，而在非設(shè)計(jì)點(diǎn)處的性能變差。如果進(jìn)氣道在全飛行包線內(nèi)都能夠保持高性能，將會(huì)顯著地提高超音速戰(zhàn)斗機(jī)的飛行性能和作戰(zhàn)能力。

自適應(yīng)鼓包進(jìn)氣道可以根據(jù)飛機(jī)的飛行速度，自適應(yīng)地改變進(jìn)氣道鼓包型面的結(jié)構(gòu)形狀，從而調(diào)節(jié)進(jìn)氣道的喉道面積，滿足發(fā)動(dòng)機(jī)在不同飛行狀態(tài)下的流量需求，使進(jìn)氣道在大范圍飛行速度和攻角下都能夠保持良好的氣動(dòng)性能和進(jìn)發(fā)匹配特性，全面提升超音速戰(zhàn)斗機(jī)的性能。

為了實(shí)現(xiàn)鼓包進(jìn)氣道的自適應(yīng)功能，鼓包型面采用柔性蒙皮設(shè)計(jì)，可以在較大的范圍內(nèi)反復(fù)改變形狀。飛機(jī)在飛行過(guò)程中，需要實(shí)時(shí)感知鼓包型面的形狀，并根據(jù)當(dāng)前的飛行速度對(duì)鼓包型面進(jìn)行控制，從而增大或減小進(jìn)氣道的喉道面積，以適應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)的流量需求。因此，需要根據(jù)自適應(yīng)鼓包進(jìn)氣道的特殊結(jié)構(gòu)形式設(shè)計(jì)一種可靠的形狀控制方法。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明所要解決的技術(shù)問(wèn)題是：提供一種基于柔性蒙皮的自適應(yīng)鼓包進(jìn)氣道形狀控制方法，在飛機(jī)的飛行過(guò)程中實(shí)時(shí)感知進(jìn)氣道鼓包型面的形狀，并根據(jù)飛行速度對(duì)鼓包型面的形狀進(jìn)行控制，使自適應(yīng)鼓包進(jìn)氣道在不同的飛行狀態(tài)下都能夠保持良好的氣動(dòng)性能和進(jìn)發(fā)匹配特性。

本發(fā)明的技術(shù)方案是：一種基于柔性蒙皮的自適應(yīng)鼓包進(jìn)氣道形狀控制方法，在所述自適應(yīng)鼓包進(jìn)氣道的鼓包型面上，選定一定范圍的區(qū)域作為變形區(qū)域；在所述變形區(qū)域內(nèi)，鼓包進(jìn)氣道基礎(chǔ)型面的內(nèi)、外兩側(cè)表面上均附著一層柔性蒙皮；基礎(chǔ)型面與外側(cè)柔性蒙皮之間形成外側(cè)密封腔，與內(nèi)側(cè)柔性蒙皮之間形成內(nèi)側(cè)密封腔；在所述自適應(yīng)鼓包進(jìn)氣道的機(jī)體結(jié)構(gòu)內(nèi)部設(shè)置變形驅(qū)動(dòng)裝置，采用氣體充壓的方式向密封腔內(nèi)充壓，使柔性蒙皮變形，從而改變鼓包型面的形狀；所述外側(cè)柔性蒙皮和內(nèi)側(cè)柔性蒙皮之間通過(guò)蒙皮連接帶相互連接，以實(shí)現(xiàn)內(nèi)、外側(cè)密封腔體積的協(xié)調(diào)變化；外側(cè)柔性蒙皮可以在基礎(chǔ)型面與最高型面之間的范圍內(nèi)改變形狀，內(nèi)側(cè)柔性蒙皮可以在基礎(chǔ)型面與最低型面之間的范圍內(nèi)改變形狀；其特征為：所述自適應(yīng)鼓包進(jìn)氣道形狀控制方法包括以下步驟：

步驟一：在外側(cè)柔性蒙皮內(nèi)表面選取若干個(gè)典型監(jiān)測(cè)點(diǎn)，布置大變形應(yīng)變傳感器和位移傳感器，用于對(duì)外側(cè)柔性蒙皮的位移與應(yīng)變進(jìn)行測(cè)量；

步驟二：對(duì)外側(cè)柔性蒙皮進(jìn)行地面標(biāo)定，獲得柔性蒙皮各監(jiān)測(cè)點(diǎn)的位移與其它參數(shù)之間的關(guān)系；

步驟三：根據(jù)自適應(yīng)鼓包進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)要求，按照進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)的流量匹配關(guān)系確定飛機(jī)處于不同飛行速度時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)的流量需求，進(jìn)而確定對(duì)應(yīng)的進(jìn)氣道喉道面積，從而獲得飛行速度與外側(cè)柔性蒙皮位移之間的關(guān)系；

步驟四：在飛機(jī)的飛行過(guò)程中，采用步驟二得到的關(guān)系實(shí)時(shí)獲取外側(cè)柔性蒙皮各監(jiān)測(cè)點(diǎn)的位移，采用幾何建模的方法，通過(guò)仿真得到外側(cè)柔性蒙皮在當(dāng)前狀態(tài)下的形狀，確定鼓包型面所處的位置；

步驟五：根據(jù)步驟三得到的結(jié)果，根據(jù)飛機(jī)當(dāng)前的飛行速度，對(duì)鼓包型面的位置進(jìn)行控制，從而調(diào)節(jié)進(jìn)氣道喉道的面積，與發(fā)動(dòng)機(jī)的流量需求相匹配。

本發(fā)明的有益效果是：提供一種基于柔性蒙皮的自適應(yīng)鼓包進(jìn)氣道形狀控制方法，實(shí)現(xiàn)了對(duì)大變形柔性蒙皮的應(yīng)變測(cè)量、形狀感知和控制，使進(jìn)氣道的鼓包型面能夠根據(jù)飛機(jī)的飛行速度進(jìn)行自適應(yīng)調(diào)節(jié)，從而使進(jìn)氣道在不同飛行狀態(tài)下都具有最優(yōu)的氣動(dòng)性能和進(jìn)發(fā)匹配特性。

附圖說(shuō)明

圖1是自適應(yīng)鼓包進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2是基于柔性蒙皮的自適應(yīng)鼓包進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)示意圖；

圖3是基于柔性蒙皮的自適應(yīng)鼓包進(jìn)氣道變形驅(qū)動(dòng)裝置示意圖；

圖4是飛機(jī)處于高速飛行狀態(tài)時(shí)，自適應(yīng)鼓包進(jìn)氣道的變形狀態(tài)示意圖；

圖5是飛機(jī)處于低速飛行狀態(tài)時(shí)，自適應(yīng)鼓包進(jìn)氣道的變形狀態(tài)示意圖。

具體實(shí)施方式

下面對(duì)本發(fā)明的具體實(shí)施方式做進(jìn)一步詳細(xì)說(shuō)明。

鼓包進(jìn)氣道的鼓包型面是一個(gè)經(jīng)過(guò)氣動(dòng)設(shè)計(jì)的三維型面，鼓包型面與進(jìn)氣道外罩之間的區(qū)域?yàn)檫M(jìn)氣道喉道，如圖1所示。在鼓包型面上，選取一定范圍的區(qū)域作為鼓包進(jìn)氣道的變形區(qū)域。該變形區(qū)域呈扁球殼形狀，其輪廓通常為橢圓形，也可以是圓形或者其它適宜的形狀。