CN102518517A - 一种双稳态进气道及其作为飞机进气道的应用和双稳态进气道设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种具有双稳态结构的飞机进气道，同时涉及该双稳态进气道的设计方法，所述的双稳态结构区域根据飞机进气道的不同形式进行不同形式的设置，当飞机具有独立的进气管道时，所述的双稳态结构可设置在进气管道壁上；当飞机的进气区域由进气道外罩和机身鼓包型面给成时，所述的双稳态结构可设置在机身鼓包型面的鼓包区域。所述的设计方法对双稳态结构区域进行设计，最终确定其结构参数。本发明的具有双稳态可变形结构的进气道，实现进气道例如鼓包进气道压缩型面的局部凹凸变形，从而改变进气道喉道面积，解决了鼓包进气道压缩型面不可调问题，使得飞机在不同飞行状态下都能具有最佳进气道性能和进发匹配特性。

Description

一种双稳态进气道及其作为飞机进气道的应用和双稳态进气道设计方法

技术领域

本发明涉及一种飞机进气道结构，尤其涉及一种具备双稳态结构的飞机进气道，同时涉及该双稳态进气道的设计方法及其在作为飞机进气道中的应用。

背景技术

推进系统是军用飞机重要部件，它关系到飞行器作战性能和安全工作，而进气道是推进系统中重点之重，它对飞机的飞行性能和寿命周期都有较大的影响。特别对于宽速域、高机动的超音速战斗机来说，进气道必须要在大范围飞行速度和攻角下都保持较好的气动性能和进发匹配特性。

现有的超音速进气道设计过程中往往面临高低速气动构型之间的矛盾：低速时，进气道需要大流通面积和钝唇缘，满足发动机大流量需求和避免飞机起飞时存在流动分离；高速时进气道要求小流通面积和尖唇缘，满足发动机小流量需求和降低飞行阻力。因此，超音速进气道设计过程中很难设计在整个飞行包线内保持高性能的进气道。

随着智能材料和结构的发展，提出了适应不同飞行状态的可变形进气道概念。通过采用智能材料局部改善进气道的几何特性，如改变唇口形状、压缩面型面等调节进气道捕获面积和喉道面积，从而满足不同飞行状态下的发动机流量需求并改善进发匹配特性。

申请号为201010261182.X的中国专利申请公开了一种应用于飞机发动机的形状记忆聚合物管道及其作为飞机发动机进气道的应用。该发明技术方案中，采用形状记忆聚合物制成进气道，通过加热装置控制形状记忆聚合物的温度，使得进气道结构产生主动变形，提高了进气道效率和进发匹配特性。该发明进一步公开了制作形状记忆聚合物管道的形状记忆复合材料成分。该专利中并没有对可变形进气道进行具体的设计。

形状记忆聚合物制成的结构在变形时依赖于温度和时间，在实际应用时温度不容易控制，而且结构比较大时，温度变化需要一定时间，会影响结构响应速度。

双稳态薄壳结构是一种在驱动力作用下可以从初始构型跳跃到第二稳定构型的结构，目前对于该结构的设计主要是确定临界载荷使得结构稳定在初始构型不发生跳跃，如石油化工行业中的压力容器和大型储油罐的顶盖。

鼓包(Bump)进气道作为一种先进进气道，通过简单的三维型面解决了隐身设计、飞机重量、成本和空间增加的问题。但是该鼓包形状不能变化，只能在设计飞行速度水平发挥最大特性，当飞行速度变化时，仍然面临进气道效率和进发匹配特性下降问题。

鼓包进气道的型面为薄壳结构，为双稳态薄壳结构的应用提供了条件。因此在鼓包进气道型面上采用双稳态结构，对结构的变形机理进行研究以及开展双稳态结构鼓包进气道设计是一种可变形进气道研究的新思路。

发明内容

技术问题

本发明要解决的技术问题是提供一种具有双稳态结构的飞机进气道，尤其应用于鼓包进气道，该进气道可主动变形适应飞机飞行状态的变化，同时也提供一种该双稳态鼓包进气道的设计方法，以及其在飞机进气道中的应用。

技术方案

为了解决上述的技术问题，本发明的具有双稳态结构的飞机进气道上设置有至少一个双稳态结构区域，所述的双稳态结构区域根据飞机进气道的不同形式进行不同形式的设置，当飞机具有独立的进气管道时，所述的双稳态结构可设置在进气管道壁上；当飞机的进气区域由进气道外罩和机身鼓包型面给成时，所述的双稳态结构可设置在机身鼓包型面的鼓包区域。

更进一步地，所述的双稳态结构区域具有作为初始稳定状态的第一稳定构型，以及使得进气区域增大的第二稳定构型，所述的第一稳定构型和第二稳定构型对飞机飞有重要意义，当飞机高速飞行时，双稳态构型处于初始稳定构型，此时鼓包型面的喉道面积较小，满足发动机小流量需求；当飞机低速飞行时，通过机身内侧的驱动装置驱动双稳态结构转变到第二稳定构型，使得鼓包型面喉道面积增大，满足发动机大流量需求。

更进一步地，所述的双稳态结构区域整体呈圆形或者椭圆形，也可以是在实际应用中需要的其他形状。

所述的双稳态结构区域应用于飞机进气道时，其利用双稳态结构在驱动力作用下可以从初始构型跳跃到第二平衡构型的特性，在例如鼓包进气道压缩型面的适当位置采用该结构，实现进气道压缩型面的局部可调变形，以满足不同飞行状态的需要。

本发明的技术方案同时提供一种双稳态进气道的设计方法，其主要任务是对双稳态结构区域进行设计，以确定其结构参数。以下以应用于鼓包进气道的双稳态结构区域为例，结合必要的附图，具体设计方法包括下列步骤：

步骤一：选取鼓包进气道喉道区域型面作为变形型面，根据变形型面的形状选择合适的双稳态薄壳结构力学模型，确定模型的形状设计参数。

例如，当变形型面的边界接近圆形，则选用圆底浅薄球壳力学模型，如图3(a)所示，其形状参数有底面直径2a，拱高h，厚度t；当变形型面的边界接近椭圆形，则选用椭圆底浅薄球壳力学模型，如图3(b)所示，其形状参数有底面长轴2a，短轴2b，拱高h，厚度t。

步骤二：采用理论计算和数值仿真综合设计技术，研究双稳态结构力学模型在不同驱动方式下的变形机制和力学性能。

以边界铰支的圆底浅薄球壳为例，要使其从初始构型转变到第二稳定构型，可以在模型中心点加集中载荷，如图4(a)所示；也可以在半径等于b的圆周上均匀布置多个加载点(比如在圆周上间隔60度，布置6个加载点)，如图4(b)所示。

以图4(a)所示的中点加集中载荷的圆底浅薄球壳为例，结合理论计算与数值仿真方法，确定结构发生构型转变时的临界载荷F_cr与结构参数(拱高厚度比h/t，拱高跨度比h/a，弹性模量E，泊松比ν)之间的关系，以及加载过程中结构的最大应变。

步骤三：根据鼓包进气道喉道区域变形型面的面积和变形量要求，以及可提供的驱动力大小范围，进行双稳态结构设计，选取最佳结构参数和驱动方式。

当飞机飞行状态改变时，鼓包进气道喉道面积需要相应的调整，因此喉道变形区域的面积和变形量需要具备一定的大小。以圆底浅薄球壳双稳态结构为例，进喉道变形区域蒙皮的面积、变形量以及厚度决定了双稳态结构的跨度a、拱高h和厚度t的设计范围。

在形状参数设计范围内，根据步骤二中得到的不同加载方式下临界驱动力与结构参数的关系以及加载过程中结构的最大应变结果，确定双稳态结构的形状参数和材料。以中心点加集中载荷的驱动方式为例，在圆底浅薄球壳形状参数设计范围内，可以确定结构在加载过程中材料需要的应变范围。如果传统材料(如铝合金)的安全应变达不到要求，则考虑采用弹性更高的智能材料(如形状记忆聚合物)。当材料选定后(如铝合金)，进一步确定在形状参数设计范围内中心点加集中载荷的圆底浅薄球壳双稳态结构的临界驱动力范围。

最后在双稳态结构形状参数设计范围内，比较不同加载方式下结构的临界驱动力大小和最大应变水平，根据可以提供的驱动力范围，确定最优的结构参数和加载方式。

有益效果

本发明的具有双稳态可变形结构的进气道，实现进气道例如鼓包进气道压缩型面的局部凹凸变形，从而改变进气道喉道面积，解决了鼓包进气道压缩型面不可调问题，使得飞机在不同飞行状态下都能具有最佳进气道性能和进发匹配特性。

附图说明

图1是本发明一个实施例的进气道结构示意图；

图2是本发明一个实施例的局部采用双稳态结构的鼓包进气道结构示意图；

图3鼓包变形型面采用的双稳态结构力学模型示意图，其中(a)为圆底浅薄球壳力学模型示意图，(b)为椭圆底浅薄球壳力学模型示意图；

图4不同加载方式下的圆底浅薄球壳，其中，(a)为在模型中心点加集中载荷示意图，(b)为布置多个加载点示意图；

图5圆底浅薄球壳模型变形过程示意图。

具体实施方式

实施例一：

如图1所示，本实施例的双稳态进气道，包括进气道壁1，所述的进气道壁1上设置有一个双稳态结构区域2。所述的双稳态结构区域2为具有第一稳定构型和第二稳定构型的双稳态结构区域，当双稳态结构区域2处于第一稳定构型时，其至气道壁1的距离为A0，当双稳态结构区域2处于第二稳定构型时，其至气道壁1的距离为A1，A0＜A1。

实施例二：

如图2所示，本实施例的双稳态进气道，包括由进气道外罩3和飞机机身鼓包型面4组成的进气区域，所述的飞机机身鼓包型面4上设置有至少一个双稳态结构区域41。所述的双稳态结构区域41位于飞机机身鼓包型面4的鼓包区域42。鼓包区域42的最高点至进气道外罩3之间为喉道位置。当双稳态结构区域41处于第一稳定构型时，鼓包区域42至气道外罩3的距离为A0，当双稳态结构区域41处于第二稳定构型时，鼓包区域42至气道外罩3的距离为A1，A0＜A1。

上述实施例的双稳态进气道应用在飞机进气道中时，当飞机处于高速飞行时，双稳态构型处于初始稳定构型，使得进气道面积较小，满足发动机小流量需求；反之，当飞机处于低速飞行时，双稳态构型则切换至第二稳定构型，使得进气道变大，满足发动机大流量需求，从而实现对气流量的调节。

实施例三：

本实施例涉及双稳态进气道中双稳态结构区域的设计方法，具体为：

(1)选取鼓包进气道喉道区域型面作为变形型面，根据变形型面的形状选择合适的双稳态薄壳结构力学模型，确定模型的形状设计参数。

在鼓包进气道喉道区域选择圆形边界的变形型面，采用圆底浅薄球壳力学模型进行双稳态结构设计，该模型的形状参数包括：底面直径2a，拱高为h，厚度t。

(2)采用理论计算和数值仿真综合设计技术，研究双稳态结构力学模型在不同驱动方式下的变形机制和力学性能。

采用非线性大挠度理论对圆底浅薄球壳在驱动力作用下的变形机制进行分析。以边界铰支，受驱动载荷的圆底浅薄球壳为例，建立平衡方程以及边界条件：

$\frac{D}{r}\frac{d}{\mathrm{dr}}r\frac{d}{\mathrm{dr}}\frac{1}{r}\frac{d}{\mathrm{dr}}r\frac{\mathrm{dw}}{\mathrm{dr}}-q-\frac{1}{r}\frac{d}{\mathrm{dr}}\left[r{N}_r(\frac{2h}{a^2}r+\frac{\mathrm{dw}}{\mathrm{dr}})\right]=0---\left(1\right)$

$\frac{r}{\mathrm{hE}}\frac{d}{\mathrm{dr}}\frac{1}{r}\frac{d}{\mathrm{dr}}\left(r^2{N}_r\right)+\frac{2h}{a^2}r\frac{\mathrm{dw}}{\mathrm{dr}}+\frac{1}{2}{\left(\frac{\mathrm{dw}}{\mathrm{dr}}\right)}^2=0---\left(2\right)$

r＝0时，

r＝a时，w＝0，u＝0，M_r＝0

式中w是球壳的法向变形，r是球壳某点至中心点的距离，D是抗弯刚度，u是径向位移，M_r是径向弯矩。

用能量法对上述方程进行数值求解，得到边界铰支的浅薄球壳双稳态现象的存在与形状参数h/t值和材料泊松比ν有关。当ν＝0.3时，理论计算表明边界铰支的浅薄球壳在驱动力作用下能从初始稳定构型转变到第二稳定构型的条件为h/t＞0.70。

使用ABAQUS有限元分析软件对双稳态结构的力学特性进行仿真分析，建立圆底浅薄球壳有限元模型，单元选择适合中厚度板壳并考虑大变形的S4R单元。模型跨度为1000mm，拱高为50mm，厚度为2mm，材料选为铝合金材料(弹性模量E＝70GPa，泊松比υ＝0.3)。模型边界铰支，中心点施加集中载荷。图5给出模型的变形过程图。模型在初始构型时中心点受集中载荷作用开始变形，当载荷达到临界值时，此时构型为跳跃构型，处于不稳定平衡状态，会快速跳跃到第二稳定构型，稳定构型与初始构型基本对称。

变化模型的拱高厚度比(h/t)进行仿真分析，结果表明模型具有双稳态现象的条件为h/t＞0.73。在模型满足双稳态条件下，进一步分析模型在中心点受集中力驱动方式下，发生跳跃时的临界载荷F_or与形状参数的关系，用公式表达为

$F_{\mathrm{cr}}=\frac{2E{\mathrm{ht}}^3}{a^2+h^2}\·[0.8749\×\left(\frac{h}{t}\right)+0.5569],---\left(3\right)$

根据公式(3)可以求得中心点受集中力驱动方式下，给定形状参数的圆底浅薄球壳的临界驱动力。

仿真分析表明模型在中心点受集中力驱动方式下，中心点的压缩应变最大。在模型从初始构型转变到第二稳定构型过程中，中心点的最大压缩应变出现在跳跃构型时，将此时的最大压缩应变作为是否达到模型最大容许应变的参考点。

结构相似的圆底浅薄球壳(h/a，h/t值相同)在相同驱动方式下，变形过程中应变大小和分布基本相同。仿真分析表明具有相同h/t值的模型在跳跃构型时顶点的压缩应变与h/a值的平方成正比。由此可以求得模型最大容许应变时，形状参数之间满足的关系。当模型最大容许应变为一万微应变时，形状参数之间满足：

$\frac{h}{t}=2551.97\×{(\frac{h}{a}-0.0201)}^2,---\left(4\right)$

当给定模型的h/t值后，根据上式可以求得集中载荷驱动方式下模型在最大容许应变范围内h/a值的范围。

(3)根据鼓包进气道喉道区域变形型面的面积和变形量要求，以及可提供的驱动力大小范围，进行双稳态结构设计，选取最佳结构参数和驱动方式。

以圆底浅薄球壳双稳态结构为例，进气道喉道区域变形型面的面积决定了圆底浅薄球壳跨度a的设计范围，变形量决定了拱高h的设计范围。型面厚度决定了双稳态结构厚度t的设计范围。

以中心点加集中载荷的圆底浅薄球壳双稳态结构为例，设型面厚度为1.5mm(t＝1.5mm)，材料为铝合金(E＝70GPa，ν＝0.3)，型面变形量要求100mm(h＝50mm)，最大容许应变为一万微应变。根据步骤(2)中分析结果，计算得到变形区域的半径需要满足a＞372mm。保持拱高和厚度不变，增大变形区域半径，可以降低双稳态结构在变形过程中的应变和临界驱动力。假设双稳态结构底面半径取500mm，则结构在加载过程中的最大应变为5535微应变，此时铝合金材料满足要求。将材料选为铝合金(E＝70GPa，ν＝0.3)，则该双稳态结构在中心点加集中载荷驱动方式下至少需要提供2732牛顿的力。

Claims (9)

1.一种双稳态进气道，包括进气道壁（1），其特征在于，所述的进气道壁（1）上设置有至少一个双稳态结构区域（2）。

2.如权利要求1所述的双稳态进气道，其特征在于，所述的双稳态结构区域（2）为具有第一稳定构型和第二稳定构型的双稳态结构区域。

3.一种双稳态进气道，包括由进气道外罩（3）和飞机机身鼓包型面（4）组成的进气区域，其特征在于，所述的飞机机身鼓包型面（4）上设置有至少一个双稳态结构区域（41）。

4.如权利要求3所述的双稳态进气道，其特征在于，所述的双稳态结构区域（41）位于飞机机身鼓包型面（4）的鼓包区域（42）。

5.如权利要求3或4所述的双稳态进气道，其特征在于，所述的双稳态结构区域（41）呈圆形或者椭圆形。

6.如权利要求1至5任一权利要求所述的双稳态进气道作为飞机进气道的应用，其特征在于，双稳态进气道设置有至少一个双稳态结构区域（2）。

7.如权利要求6所述的双稳态进气道作为飞机进气道的应用，其特征在于，双稳态结构区域（2）具有第一稳定构型和第二稳定构型。

8.如权利要求7所述的双稳态进气道作为飞机进气道的应用，其特征在于，所述的双稳态结构区域（2）的第二稳定构型使飞机进气道进口喉道面积增大。

9.一种如权利要求2所述的双稳态进气道的设计方法，其特征在于，所述的设计方法包括下列步骤：

步骤一：选取鼓包进气道喉道区域型面作为变形型面，并以该变形型面作为双稳态结构区域，根据变形型面的形状选择合适的双稳态薄壳结构力学模型，确定模型的形状设计参数；

步骤二：确定步骤一所述双稳态结构力学模型在不同驱动方式下的变形机制和力学性能；

步骤三：根据鼓包进气道喉道区域变形型面的面积和变形量要求，以及可提供的驱动力大小范围，进行双稳态结构设计，确定变形型面的结构参数和驱动方式。

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