CN112224425B - 飞行器进气道结构的保形设计方法及飞行器 - Google Patents

飞行器进气道结构的保形设计方法及飞行器 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种飞行器进气道结构的保形设计方法及飞行器，涉及飞行器设计技术领域，以解决飞行器进气道发生较大变形的技术问题。该飞行器进气道结构的保形设计方法包括：在进气道结构内设置填充材料，且填充材料的弹性模量远小于进气道结构的弹性模量；获取进气道结构的多个结构参数；确定每个结构参数与填充材料的弹性势能的关联性；根据关联性来调整每个结构参数，以使弹性势能小于预设值。该飞行器包括进气道结构，进气道结构由上述的设计方法设计。本申请通过调整每个结构参数，来使填充材料的弹性势能小于预设值，此时进气道的变形程度极小，能够保证发动机的充分进气和飞行器良好的飞行性能，保证正常飞行。

Description

飞行器进气道结构的保形设计方法及飞行器
技术领域
本申请涉及飞行器设计技术领域，尤其涉及一种飞行器进气道结构的保形设计方法及飞行器。
背景技术
随着社会的发展和人们经济水平的提高，飞行器在生产生活中变得越来越重要，它方便了人们远距离的旅行以及货物的快速运输。
飞行器的动力由发动机提供，而发动机在工作时，需要通过进气道来进气。飞行器的进气道结构不仅关系到是否能够使发动机充分进气，还关系到飞行器是否具有良好的空气动力学。
但是，飞行器的飞行过程中，由于受到升力、阻力等外力的作用，飞行器的整体会发生变形，进而使进气道容易发生较大的变形，影响发动机的进气和飞行器的空气动力学，存在较大的安全隐患。
发明内容
本申请实施例提供了一种飞行器进气道结构的保形设计方法及飞行器，以解决飞行器进气道发生较大变形的技术问题。
第一方面，本申请提供了一种飞行器进气道结构的保形设计方法，该飞行器进气道结构的保形设计方法包括：
在进气道结构内设置填充材料，且所述填充材料的弹性模量远小于所述进气道结构的弹性模量；
获取所述进气道结构的多个结构参数；
确定每个所述结构参数与所述填充材料的弹性势能的关联性；
根据所述关联性来调整每个所述结构参数，以使所述弹性势能小于预设值。
在一种可能的设计方法中，所述根据所述关联性来调整每个所述结构参数，包括：
确定所述进气道结构的预设质量值；
在所述进气道结构的质量小于预设质量值的条件下，调整所述结构参数。
在一种可能的设计方法中，多次进行所述根据所述关联性来调整每个所述结构参数，直至所述弹性势能小于所述预设值。
在一种可能的设计方法中，所述确定每个所述结构参数与所述填充材料的弹性势能的关联性，包括：
确定所述弹性势能与每个所述结构参数的偏导数；
根据每个所述偏导数确定每个所述偏导数对应的所述结构参数与所述弹性势能的关联性。
在一种可能的设计方法中，所述根据所述关联性来调整每个所述结构参数，包括：
若所述偏导数为正数，调小所述偏导数对应的所述结构参数；
若所述偏导数为负数，调大所述偏导数对应的所述结构参数。
在一种可能的设计方法中，所述根据所述关联性来调整每个所述结构参数，还包括：
每个所述结构参数的调整量的比值等于每个所述结构参数对应的所述偏导数的比值。
在一种可能的设计方法中，所述结构参数包括：所述进气道结构内的部件的外形尺寸，以及所述进气道结构内的部件的距离。
第二方面，本申请提供了一种飞行器，所述飞行器包括进气道结构，所述进气道结构由第一方面所述的设计方法设计。
本申请提供的一种飞行器进气道的设计方法，在进气道结构内设置填充材料，使用填充材料的弹性势能来反映进气道的变形程度，通过确定进气道结构的每个结构参数与填充材料的弹性势能的关联性，并根据关联性调整每个结构参数，来使填充材料的弹性势能小于预设值。当填充材料的弹性势能小于预设值时，进气道的变形程度极小，能够保证发动机的充分进气和飞行器良好的空气动力学，进而消除了安全隐患。本申请还提供了一种飞行器，该飞行器的进气道结构由上述设计方法进行设计，进而使该飞行器的进气道的变形程度极小，能够保证发动机的充分进气和飞行器良好的飞行性能，保证正常飞行。
附图说明
为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例提供的飞行器进气道结构的保形设计方法的流程图；
图2为本发明实施例提供的根据预设质量值调整结构参数的具体流程图；
图3为本发明实施例提供的确定每个结构参数与弹性势能关联性的具体流程图；
图4为本发明实施例提供的飞行器进气道结构的示意图；
图5为本发明实施例提供的飞行器进气道结构内设置填充材料时的结构示意图。
具体实施方式
下面将结合实施例对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
本实施例提供了一种飞行器进气道结构的保形设计方法，请一并参照说明书附图中图1至图5。
如图1和图5所示，该飞行器进气道结构的保形设计方法包括以下步骤。
步骤S101、在进气道结构10内设置弹性模量较弱的填充材料30，且填充材料30的弹性模量远小于进气道结构10的弹性模量。
步骤S102、获取进气道结构10的多个结构参数。
步骤S103、确定每个结构参数与填充材料30的弹性势能的关联性。
步骤S104、根据关联性来调整每个结构参数，以使弹性势能小于预设值。
进气道20是发动机的进气通道，本实施例所提及的进气道结构10是指，围成进气道20的结构，也即进气道20的外围结构，参阅图5所示。
填充材料30的弹性模量远小于进气道结构10的弹性模量，能够忽略向进气道结构10内设置填充材料后对进气道结构10的影响。所谓“远小于”是指填充材料30的弹性模量与进气道结构10的弹性模量相差有多个数量级。
进气道结构10具有多种类型，比如按照进气道20所在位置分为正面进气和非正面进气，非正面进气又可以分为两侧进气、翼根进气、腹部进气、翼下进气、肋下及背部进气等。但是，无论进气道结构10属于何种类型，该飞行器进气道结构的保形设计方法均可以使用。以下以图4和图5中示出的进气道结构10为例，详细描述步骤S101、步骤S102、步骤S103和步骤S104。
图4所示的进气道结构10内未设置填充材料30。图5所示的进气道结构10内设置填充材料30。填充材料30设置在进气道结构10内，也即进气道20被填充材料30所填充。获取进气道结构10的多个结构参数，具体地，图4和图5所示的进气道结构10中包括多块肋板，多个结构参数可以包括每块肋板的长度、宽度、高度，相邻肋板的距离等。
然后确定肋板的长度、宽度、高度分别与填充材料30的弹性势能的关联性，以及相邻肋板的距离与填充材料30的弹性势能的关联性。通过填充材料30的弹性势能来间接反映进气道20的变形程度，填充材料30的弹性势能越大说明进气道20的变形程度越大，填充材料30的弹性势能越小说明进气道20的变形程度越小。所谓的关联性是指其中一个结构参数发生变化时，填充材料30的弹性势能如何进行变化。这种关联性既可能是正相关，也可能是负相关，还可能是不相关。即其中一个结构参数增大时，填充材料30的弹性势能既可能是增大，也可能是减小，还可能不变；或者，其中一个结构参数减小时，填充材料30的弹性势能既可能是减小，也可能是增大，还可能不变。比如，增大或减小肋板的长度，观察填充材料30的弹性势能的变化，然后确定肋板的长度与填充材料30的弹性势能的关联性。
最后，根据每块肋板的长度、宽度、高度，以及相邻肋板的距离与填充材料30的弹性势能的关联性，来调整每块肋板的长度、宽度、高度，以及相邻肋板的距离，以使填充材料30的弹性势能小于预设值。
其中，步骤S101、步骤S102、步骤S103和步骤S104均可以在计算机仿真软件中完成。首先在计算机仿真软件中对进气道结构10进行建模，填充材料30的设置、进气道结构10的多个结构参数的获取、填充材料30的弹性势能的确定、关联性的确定、结构参数的调整均可以在计算机仿真软件中直接进行。
并且，填充材料30的弹性势能的预设值也通过计算机仿真软件的多次模拟计算得出。当填充材料30的弹性势能小于预设值时，进气道20的变形极小，这种极小的变形不影响发动机的进气和空气动力学，仍能保证发动机的充分进气和良好的飞行性能，保证正常飞行。
所以，本实施例提供的一种飞行器进气道的设计方法，在进气道结构10内设置填充材料30，使用填充材料30的弹性势能来反映进气道20的变形程度，通过确定进气道结构10的每个结构参数与填充材料30的弹性势能的关联性，并根据关联性调整每个结构参数，来使填充材料30的弹性势能小于预设值。当填充材料30的弹性势能小于预设值时，进气道20的变形程度极小，能够保证发动机的充分进气和飞行器良好的空气动力学，进而消除了安全隐患。
进一步的，在进行步骤S104中的根据所述关联性来调整每个所述结构参数，具体包括以下步骤。
步骤S201、确定所述进气道结构的预设质量值。
步骤S202、在所述进气道结构的质量小于预设质量值的条件下，调整所述结构参数。
由于进气道结构10具有多个结构参数，进而使填充材料30的弹性势能达到相同的数值时，具有多种调整方式。因为进气道结构10的质量M是多个结构参数a1、a2、a3……的函数，即M＝f(a1，a2，a3，……)，所以，调整多个结构参数会使进气道结构10的质量变化，而有些调整方式会使进气道结构10的质量增加较多，进气道结构10的质量较多的增加会对飞行器其它部分的结构设计产生较大的影响，也会对飞行器的续航能力产生较大的影响。
确定所述进气道结构的预设质量值，在进气道结构的质量小于预设质量值的条件下，即M≤M0，调整所述结构参数，进而排除会使进气道结构10的质量增加较多的调整方式。当进气道结构10的质量小于预设质量值时，多个结构参数的调整对飞行器其它部分的结构设计影响较小，对飞行器的续航能力产生的影响也较小。
所谓的预设质量值可以由以往的设计经验来确定，也可以通过在计算机仿真软件中多次模拟试验确定。
多次进行步骤S104中的根据关联性来调整每个结构参数，直至弹性势能小于预设值。
由于调整每个结构参数的同时均受到关联性和预设质量值的限制，在进行一次调整每个结构参数后，填充材料30的弹性势能可能无法达到小于预设值的目标。所以需要多次进行步骤S104中的根据关联性来调整每个结构参数，直至弹性势能小于预设值。
所需要说明的是，在进行步骤S104中的根据关联性来调整每个结构参数的同时，确定进气道结构10的质量，并使进气道结构10的质量小于预设质量值，所以，在多次进行步骤S104中的根据关联性来调整每个结构参数，也会多次进行确定进气道结构10的质量，并且每次确定的进气道结构10的质量均小于预设质量值。
如图3所示，步骤S103、确定每个结构参数与填充材料30的弹性势能的关联性，具体包括以下步骤。
步骤S301、确定弹性势能与每个结构参数的偏导数。
步骤S302、根据每个偏导数确定每个偏导数对应的结构参数与弹性势能的关联性。
进气道结构10的多个结构参数为a1、a2、a3……，填充材料30的弹性势能为E，填充材料30的弹性势能与进气道结构10的每个结构参数的偏导数为……此时，通过偏导数的正负可以判断填充材料30的弹性势能与进气道结构10的每个结构参数是正相关还是负相关；通过偏导数的数值可以判断填充材料30的弹性势能与进气道结构10的每个结构参数的相关程度，即进气道结构10的其中一个结构参数变化时，填充材料30的弹性势能的变化快慢。
采用偏导数来填充材料30的弹性势能与进气道结构10的多个结构参数的关联性，能够使多个结构参数同时进行调整，而且其中一个结构参数进行调整时，不影响其它结构参数与填充材料30的弹性势能的关联性。
以图4和图5所示的进气道结构10为例，进气道结构10中包括多块肋板，多个结构参数可以包括每块肋板的长度a1、宽度a2、高度a3，以及相邻肋板的距离a4。填充材料30的弹性势能与进气道结构10的每个结构参数的偏导数为和/>通过以上各结构参数的偏导数的正负和数值，来对每块肋板的长度a1、宽度a2、高度a3，以及相邻肋板的距离a4进行调整。
当调节多个结构参数时考虑进气道结构10的质量小于预设质量值，需要对结构参数进行多次调整。仍以图4和图5所示的进气道结构10为例来进行说明。
在进行第一次调整前，肋板的长度为宽度为/>高度为/>相邻肋板的距离为/>进行第一调整时，确定填充材料30的弹性势能与进气道结构10的每个结构参数的偏导数为/>和/>然后根据以上偏导数确定关联性，并根据M≤M0进行调整，最后得到肋板长度为/>宽度为/>高度为/>相邻肋板的距离为/>
进行第二次调整前，肋板长度为宽度为/>高度为/>相邻肋板的距离为进行第二调整时，确定填充材料30的弹性势能与进气道结构10的每个结构参数的偏导数为/>和/>然后根据以上偏导数确定关联性，并根据M≤M0进行调整后，肋板长度为/>宽度为/>高度为/>相邻肋板的距离为/>
在填充材料30的弹性势能大于或等于预设值时，需要对多个结构进行第三次调整、第四次调整等，直至填充材料30的弹性势能小于预设值。
以和/>为例来说明各个角标的含义，下角标1表示为肋板的长度，上角标(0)表示调整的次数为零，上角标(1)表示调整的次数为1，上角标(2)表示调整的次数为2。
当然，除了采用上述的偏导数来确进气道结构10的每个结构参数与填充材料30的弹性势能的关联性外，还可以采用绘制图表的方式来确定每个结构参数与填充材料30的弹性势能的关联性，比如绘制填充材料30的弹性势能随每个结构参数的变化曲线，通过填充材料30的弹性势能随每个结构参数的变化曲线来调整进气道结构10的结构参数。
进一步地，步骤S104中的根据关联性来调整每个结构参数，具体包括以下情况。
若偏导数为正数，调小偏导数对应的结构参数。
若偏导数为负数，调大偏导数对应的结构参数。
当填充材料30的弹性势能与进气道结构10的其中一个结构参数的偏导数为正数时，说明该结构参数与填充材料30的弹性势能之间为正相关，调小该结构参数能够使填充材料30的弹性势能减小。当填充材料30的弹性势能与进气道结构10的其中一个结构参数的偏导数为负数时，说明该结构参数与填充材料30的弹性势能之间为负相关，调大该结构参数能够使填充材料30的弹性势能减小。
此外，步骤S104中的根据关联性来调整每个结构参数，具体还包括：每个结构参数的调整量的比值等于每个结构参数对应的偏导数的比值。
仍以图4和图5示出的进气道结构10为例，肋板的长度的调整量为肋板的宽度的调整量为/>肋板的高度的调整量为/>相邻肋板距离的调整量为/>所以，调整后的肋板的长度为/>调整后的肋板的宽度为/>调整后的肋板的高度为/>相邻肋板距离为/>
当调节多个结构参数时考虑进气道结构10的质量小于预设质量值，需要对结构参数进行多次调整。仍以图4和图5所示的进气道结构10为例来进行说明。
在进行第一次调整前，肋板的长度为宽度为/>高度为/>相邻肋板的距离为/>肋板的长度的调整量为/>肋板的宽度的调整量为/>肋板的高度的调整量为/>相邻肋板距离的调整量为/>所以，调整后的肋板的长度为调整后的肋板的宽度为/>调整后的肋板的高度为相邻肋板距离为/>调整时，根据M≤M0来确定λ(0)，具体计算时可令M＝M0来求得λ(0)。
进行第二次调整前，肋板长度为宽度为/>高度为/>相邻肋板的距离为进行第二调整时，肋板的长度的调整量为/>肋板的宽度的调整量为/>肋板的高度的调整量为/>相邻肋板距离的调整量为/>所以，调整后的肋板的长度为/>调整后的肋板的宽度为/>调整后的肋板的高度为/>相邻肋板距离为/>调整时，根据M≤M0来确定λ(1)，具体计算时可令M＝M0来求得λ(1)。
在填充材料30的弹性势能大于或等于预设值时，需要对多个结构进行第三次调整、第四次调整等，直至填充材料30的弹性势能小于预设值。
其中，λ为调整参数，λ的上角标(0)表示第一次调整时的调整参数，上角标(1)表示第二次调整时的调整参数。
需要说明的是，结构参数包括：进气道结构10内的部件的外形尺寸，以及进气道结构10内的部件的距离。
以图4和图5为例，所谓的进气道结构10内的部件的外形尺寸即为肋板的长度、宽度、高度，所谓的进气道结构10内的部件的距离即为相邻肋板之间距离。同理，其它类型的进气道结构10的结构参数也同样包括进气道结构10内的部件的外形尺寸，以及进气道结构10内的部件的距离。
本实施例还提供了一种飞行器，该飞行器包括进气道结构10，进气道结构10由以上的设计方法进行设计，进而使该飞行器的进气道20的变形程度极小，能够保证发动机的充分进气和飞行器良好的空气动力学。
最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

Claims (2)

1.一种飞行器进气道结构的保形设计方法，其特征在于，包括：
在进气道结构内设置填充材料，且所述填充材料的弹性模量远小于所述进气道结构的弹性模量；
获取所述进气道结构的多个结构参数；
确定每个所述结构参数与所述填充材料的弹性势能的关联性；
根据所述关联性来调整每个所述结构参数，以使所述弹性势能小于预设值；
所述根据所述关联性来调整每个所述结构参数，包括：
确定所述进气道结构的预设质量值；
在所述进气道结构的质量小于预设质量值的条件下，调整所述结构参数；
根据所述关联性多次来调整每个所述结构参数，直至所述弹性势能小于所述预设值；
所述确定每个所述结构参数与所述填充材料的弹性势能的关联性，包括：
确定所述弹性势能与每个所述结构参数的偏导数；
根据每个所述偏导数确定每个所述偏导数对应的所述结构参数与所述弹性势能的关联性；
所述根据所述关联性来调整每个所述结构参数，包括：
若所述偏导数为正数，调小所述偏导数对应的所述结构参数；
若所述偏导数为负数，调大所述偏导数对应的所述结构参数；
所述根据所述关联性来调整每个所述结构参数，还包括：
每个所述结构参数的调整量的比值等于每个所述结构参数对应的所述偏导数的比值；
所述结构参数包括：所述进气道结构内的部件的外形尺寸，以及所述进气道结构内的部件的距离。
2.一种飞行器，其特征在于，所述飞行器包括进气道结构，所述进气道结构由权利要求1所述的设计方法设计。
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Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2353550C1 (ru) * 2007-11-26 2009-04-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата (варианты)
CN101813027A (zh) * 2010-03-29 2010-08-25 南京航空航天大学 实现不等强波系与前机身一体化Bump进气道的方法
CN101998922A (zh) * 2008-04-10 2011-03-30 空中巴士运作简易股份有限公司 内置有连接加固件的消音板
CN102518517A (zh) * 2011-12-08 2012-06-27 南京航空航天大学 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

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3084057B1 (fr) * 2018-07-17 2020-06-19 Airbus Helicopters Procede et dispositif de determination predictive de parametres caractaristiques du fonctionnement d'un aeronef a voilure tournante pour la realisation d'une manoeuvre predeterminee

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2353550C1 (ru) * 2007-11-26 2009-04-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата (варианты)
CN101998922A (zh) * 2008-04-10 2011-03-30 空中巴士运作简易股份有限公司 内置有连接加固件的消音板
CN101813027A (zh) * 2010-03-29 2010-08-25 南京航空航天大学 实现不等强波系与前机身一体化Bump进气道的方法
CN102518517A (zh) * 2011-12-08 2012-06-27 南京航空航天大学 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

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