[發明專利]一種進氣道主承載結構及進氣道主承載結構變形控制方法

有效

• 申請號: 201611050415.5
• 申請日: 2016-11-24
• 公開（公告）號: CN106640378B
• 公開（公告）日: 2018-06-29
• 發明（設計）人: 邱濤;靳誠忠;單興業;田智亮;張鶴
• 申請（專利權）人: 中國航空工業集團公司沈陽飛機設計研究所
• 主分類號: F02C7/04
• 分類號: F02C7/04;F02C7/057
• 代理公司: 北京航信高科知識產權代理事務所(普通合伙) 11526
• 代理人: 周良玉

本發明公開了一種進氣道主承載結構及進氣道主承載結構變形控制方法。所述進氣道主承載結構中，主承載結構(1)的材料采用記憶合金，所述主承載結構(1)為懸臂支撐梁，一端與固定支撐結構(2)固定連接，另一端為自由端；所述主承載結構(1)的材料纖維方向與所述固定支撐結構(2)垂直。所述進氣道主承載結構變形控制方法用于控制所述主承載結構(1)的變形。本發明的優點是：進氣道的主承載結構能夠在一定范圍內反復改變形狀，進而使唇口能夠在一定范圍內反復改變形狀，根據實際飛行速度，設定合適的進氣道主承載結構的變形，解決了現有技術中唇口結構不可調節的問題，使進氣道在不同飛行狀態下都具有最優的氣動性能和進發匹配特性。

技術領域

本發明涉及航空結構設計技術領域，具體涉及一種進氣道主承載結構及進氣道主承載結構變形控制方法。

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，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境被抽吸進來，使進氣道內氣流出現分離，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。

發明內容

本發明的目的是提供一種進氣道主承載結構結構及進氣道主承載結構變形控制方法，以解決或至少減輕背景技術中所存在的至少一處的問題。

本發明的技術方案是：提供一種進氣道主承載結構，主承載結構的材料采用記憶合金，所述主承載結構為懸臂支撐梁，一端與固定支撐結構固定連接，另一端為自由端；所述主承載結構的材料纖維方向與所述固定支撐結構垂直。

優選地，所述主承載結構與固定支撐結構連接的一端厚度為δ，自由端厚度為0.5δ，主承載結構的厚度自固定端向自由端線性遞減。

優選地，所述主承載結構通過維形鋼索與蒙皮內表面連接，所述維形鋼索沿所述主承載結構均布設置。

優選地，所述蒙皮內表面及主承載結構的表面設置有多個應變傳感器。

本發明還提供給了一種進氣道主承載結構變形控制方法，用于控制如上所述的進氣道主承載結構的變形，包含以下步驟：

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

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設計所述主承載結構的溫度控制律；

步驟三、獲取當前飛行狀態，確定當前飛行狀態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；

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溫度，控制主承載結構的形狀變化量。

在上述進氣道主承載結構變形控制方法中，優選地，所述主承載結構通過維形鋼索與蒙皮的內表面連接；所述步驟二還包含設計蒙皮變形對主承載結構的第一控制率，及外載對主承載結構的第二控制率；所述步驟三中還包含依次輸入第二控制率與第三控制率。

在上述進氣道主承載結構變形控制方法中，優選地，蒙皮構成的封閉空腔連接有熱氣罐和冷氣罐，通過控制熱氣罐與冷氣罐向封閉空腔內輸入氣體調節封閉空腔內的溫度。

在上述進氣道主承載結構變形控制方法中，優選地，所述蒙皮內表面設置有多個應變傳感器，所述應變傳感器用于感應蒙皮的變形；所述蒙皮形成的封閉空腔連接有壓力控制機構，所述步驟二中蒙皮變形通過壓力控制機構驅動，所述壓力控制機構接收應變傳感器的信號，控制封閉空腔內的壓力。

本發明還提供了一種飛機，所述飛機包含如上所述的進氣道主承載結構。