一种高速飞机进气道径向热应力减缓设计方法与流程

本申请属于高速飞机进气道结构设计领域，特别涉及一种高速飞机进气道径向热应力减缓设计方法。

背景技术：

1、高速飞行器在飞行过程中受到严酷的气动加热，进气道内壁及飞机外蒙皮直接受到热气流冲刷作用，对于飞机外表面，可以通过外防护保护飞机蒙皮，控制温度在正常水平，但是进气道由于是管道形状，且位置处于飞机内部，难以安装和维护外防护结构，导致进气道内壁温度较高，尤其是进气道唇口、喉道等结构较为复杂区域温度更高，因此在进气道内壁和进气道与机身的安装结构之间存在较大温度差。进气道内壁与机身的安装结构之间由于机械约束、温度梯度的存在，导致进气道及周边结构产生严重热应力，且材料性能随温度升高而降低，威胁结构安全；严重热应力导致的塑性变形，导致飞机可重复性降低。因此高速飞行器的进气道及其连接结构热应力减缓设计尤为重要。

2、进气道为圆筒状，高速飞机进气道径向法兰与机身框连接，且入口段热流严重，具有强约束、大载荷的特点，导致热应力严重。理论上可以通过减弱约束释放热变形、减小温度差进行热应力减缓。一方面，由于进气道内壁无法安装热防护结构，进气道内壁温度无法降低，机身内部受到设备耐温需求约束，无法提高机身框及机身安装侧板的温度，所以不能通过减小温度差达到热应力减缓的目的。另一方面，通过减弱机械约束释放热应力，但是通常机械约束的减弱会带来结构刚度减弱，进而产生较大的热变形，进气道内壁大变形将导致进气道气流变化，严重情况下导致发动机性能下降，这是不允许发生的。目前国内外现有的办法无法实现兼顾热变形控制的情况下进行热应力释放，需要更加巧妙的设计方法进行热应力释放，从而提高高速飞机进气道结构安全性、可靠性。

3、因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

技术实现思路

1、本申请的目的是提供了一种高速飞机进气道径向热应力减缓设计方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。

2、本申请的技术方案是：

3、一种高速飞机进气道径向热应力减缓设计方法，包括：

4、步骤一、通过调节第一进气道参数释放进气道机械连接自由度；

5、步骤二、通过调节第二进气道参数减小进气道局部刚度；

6、步骤三、进行热力耦合计算，校核进气道的热应力水平和热变形水平，判断所述进气道是否满足强度和刚度要求；

7、若是，输出满足强度和刚度要求的进气道参数；

8、若否，通过调节第三进气道参数增大进气道局部刚度，返回步骤二。

9、在本申请的至少一个实施例中，所述进气道包括：

10、进气道主体，所述进气道主体呈圆筒形，所述进气道主体内壁上设置有进气道内蒙皮；

11、进气道法兰，所述进气道法兰设置在所述进气道主体外壁上，所述进气道法兰沿周向设置有多个法兰耳片，所述法兰耳片配合螺栓与机身框上的进气道耳片连接；

12、进气道筋条，所述进气道筋条设置在所述进气道主体外壁上。

13、在本申请的至少一个实施例中，所述进气道筋条包括周向筋条以及轴向筋条，所述周向筋条在所述进气道主体外壁上沿周向设置多个，所述轴向筋条在所述进气道主体外壁上沿轴向设置多个。

14、在本申请的至少一个实施例中，步骤一中，通过调节第一进气道参数释放进气道机械连接自由度，包括：

15、将所述法兰耳片以及所述进气道耳片上的安装孔设置为径向椭圆孔。

16、在本申请的至少一个实施例中，所述径向椭圆孔的径向长度l为：

17、l=δl+d

18、其中，δl为进气道自由膨胀空间，d为螺栓直径；

19、进气道自由膨胀空间δl为：

20、δl =α*δt*d

21、其中，α为热膨胀系数，δt为温度变化量，d为进气道轴心到法兰耳片径向外侧的距离。

22、在本申请的至少一个实施例中，步骤二中，通过调节第二进气道参数减小进气道局部刚度，包括：

23、减小所述进气道法兰的高度；

24、和/或，减小所述进气道法兰的厚度；

25、和/或，减小所述进气道内蒙皮的厚度。

26、在本申请的至少一个实施例中，减小所述进气道法兰高度的方式为：

27、减小所述进气道法兰上未设置法兰耳片位置处的高度。

28、在本申请的至少一个实施例中，步骤三中，通过调节第三进气道参数增大进气道局部刚度，包括：

29、增加所述进气道法兰的法兰耳片的数量；

30、和/或，增加所述进气道筋条的数量；

31、和/或，增加所述进气道筋条的尺寸。

32、发明至少存在以下有益技术效果：

33、本申请的高速飞机进气道径向热应力减缓设计方法，通过释放机械连接自由度以及减小进气道局部刚度的方式降低进气道径向热应力水平，在刚度的减小带来热变形过大的问题时，对应的增大进气道局部刚度，通过优化迭代调整进气道参数，使得进气道结构在满足热变形的要求下，实现热应力减缓。

技术特征：

1.一种高速飞机进气道径向热应力减缓设计方法，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的高速飞机进气道径向热应力减缓设计方法，其特征在于，所述进气道包括：

3.根据权利要求2所述的高速飞机进气道径向热应力减缓设计方法，其特征在于，所述进气道筋条（3）包括周向筋条以及轴向筋条，所述周向筋条在所述进气道主体（1）外壁上沿周向设置多个，所述轴向筋条在所述进气道主体（1）外壁上沿轴向设置多个。

4.根据权利要求3所述的高速飞机进气道径向热应力减缓设计方法，其特征在于，步骤一中，通过调节第一进气道参数释放进气道机械连接自由度，包括：

5.根据权利要求4所述的高速飞机进气道径向热应力减缓设计方法，其特征在于，所述径向椭圆孔的径向长度l为：

6.根据权利要求5所述的高速飞机进气道径向热应力减缓设计方法，其特征在于，步骤二中，通过调节第二进气道参数减小进气道局部刚度，包括：

7.根据权利要求6所述的高速飞机进气道径向热应力减缓设计方法，其特征在于，减小所述进气道法兰（2）高度的方式为：

8.根据权利要求7所述的高速飞机进气道径向热应力减缓设计方法，其特征在于，步骤三中，通过调节第三进气道参数增大进气道局部刚度，包括：

技术总结
本申请属于高速飞机进气道结构设计领域，特别涉及一种高速飞机进气道径向热应力减缓设计方法。方法包括：步骤一、通过调节第一进气道参数释放进气道机械连接自由度；步骤二、通过调节第二进气道参数减小进气道局部刚度；步骤三、进行热力耦合计算，校核进气道的热应力水平和热变形水平，判断所述进气道是否满足强度和刚度要求；若是，输出满足强度和刚度要求的进气道参数；若否，通过调节第三进气道参数增大进气道局部刚度，返回步骤二。通过本申请得到的进气道结构，能够在满足热变形的要求下，实现热应力减缓。

技术研发人员：张音旋,李雁楠,王广帅,何乾强,李嘉旺
受保护的技术使用者：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/12/5