模態分析和試驗技術在某型無人機設計中的應用

吳繼斌，宋　軍，姜年朝

(南京模擬技術研究所，江蘇南京210016)

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模態分析和試驗技術在某型無人機設計中的應用

吳繼斌，宋軍，姜年朝

(南京模擬技術研究所，江蘇南京210016)

摘要：結構的動特性是無人機關鍵特性，能為其回收響應分析提供重要的依據。基于有限元及試驗測試技術，對某型無人機開展了模態分析，得出該型無人機的前4階固有頻率。仿真分析結果和試驗測試結果相一致，為下一階段該型無人機回收響應分析提供了可靠的依據。

關鍵詞:無人機模態分析模態試驗固有頻率

0引言

隨著無人機研發技術的不斷進步，對無人飛行器結構系統的動態特性及可靠性的要求日益嚴格，從總體設計階段開始，就要求結構系統的力學指標滿足特定的要求。而建立能準確反映結構動力學特性的分析模型是復雜結構系統動態設計的前提[1-3]。多數動力分析的第一步都是進行特征值分析，計算結構的固有頻率和振型[4]。結構的固有頻率和振型為設計決策提供了足夠的信息，如通過模態分析可以認識在不同動力響應載荷作用下，結構的動力響應是怎么樣的，有助于在其他動力分析中控制計算規模[5-6]。

為了掌握某型無人機的結構動特性，為其回收響應分析提供可靠的依據，使用有限元軟件對某型無人機進行模態分析，并將其固有頻率及振型與試驗結果進行對比，驗證了仿真結果的有效性。

1某型無人機簡介

某型無人機主要用作高炮及近程導彈訓練、武器定型、武器校標等的空中靶標，使用雙缸活塞式發動機作動力，火箭助推起飛，傘降加減震滑橇回收。機體為系統的承載體，機體結構可分為機身、機翼、平尾及垂尾等部分。

機身采用蒙皮式結構，其結構特點是沒有大梁和桁條，由蒙皮、框板和隔板組成，這樣的機身結構有很大的抗扭剛度，易于保持外形。機身蒙皮為復合材料，具有較高的比強度。框板用于支撐機身板件，將機身分成大小不等的設備艙，第一框安裝發動機，承受較大的力量，為鋁合金材料，其它各框由航空樺木層板表面貼玻纖布制成。隔板主要用于安裝各機上設備，材料為航空樺木層板。

機翼是無人機的主升力面。機翼連接在機身上，其主要功用是產生無人機飛行所需的升力，保證無人機在戰技術要求所規定的所有飛行狀態下的飛行性能和機動性能[7-8]。機翼由上蒙皮、下蒙皮、根肋板、梢肋板及大梁和后檣組成，上、下蒙皮由高強玻璃布及蜂窩夾芯材料糊制而成。機翼大梁為盒式結構，由鋁合金及航空樺木板膠合而成，是機翼的主要承力部件。機翼所受力量由機翼大梁及后檣接頭傳遞到機身隔艙板上。機翼肋板材料為航空層板，分根肋及梢肋。

平尾及垂尾結構與機翼相似，亦由蒙皮、根肋、梁等結構件組成。平尾與機身通過前后梁結頭連結。垂尾主要作用是保證無人機飛行時的航向安定性，用玻璃纖維布與機身膠結成一體。

2有限元分析

2.1建模及網格劃分

實際的無人機結構較為復雜，為了便于有限元分析，對某些不參與總體受力的零件可不包含在有限元分析模型中。分析模型的簡化總原則為：盡可能接近真實結構，反映實際結構傳力路線、受載特點、變形情況、模態特征等。本文使用UG 建立三維幾何模型如圖，根據無人機機體的結構形式，將其簡化為板殼結構有限元模型。板殼單元是可以承受拉、壓、彎、剪的平面單元。采用Quad4四邊形單元進行網格劃分，共6 668個結點，7 291個單元(圖1、圖2)。

圖1　整機三維幾何模型　　圖2　整機三維有限元模型

2.2材料參數選擇

該無人機機體其使用了航空樺木、2Al2T4鋁合金、高強玻璃纖維布、紙蜂窩等多種材料。材料參數如下所列：

1)航空樺木(正交各向異性材料，下標“L”表示順紋方向，下標“T”表示橫紋方向)

EL=11 770 MPaET=7 848 MPa

GLT=883 MPaμLT=0.08

ρ=0.8×103kg/m3

2)2A12T4

EL=70 560 MPaGLT=883 MPa

μLT=0.3ρ=2.7×103kg/m3

3)蜂窩夾芯板[(0/90°)/(±45°)/蜂窩/(±45°)/(0/90°)](上下各一層±45°，一層(0/90°)高強玻璃布)(正交各向異性材料)

EL=14 883 MPaET=14 883 MPa

G=6 649 MPaμLT=0.27

ρ=1.8×103kg/m3

4) (±45°)高強玻璃布(正交各向異性材料)

EL=10 360 MPaET=10 360 MPa

G=8 148 MPaμLT=0.47

ρ=1.8×103kg/m3

2.3分析結果

使用有限元軟件對某無人機進行有限元模態分析，該型無人機的前4階固有頻率分別為：9.08 Hz、17.10 Hz、27.44 Hz及39.68 Hz。圖3至圖6為該型無人機前4階模態的有限元分析結果示意圖。

3試驗分析

為了驗證有限元分析的準確性，對該型無人機開展模態測試試驗。試驗得出該機型前4階固有頻率分別為：8.38 Hz、17.00 Hz、27.37 Hz及42.42 Hz。

圖7至圖10為該型無人機前4階模態的試驗分析結果示意圖。

通過前4階固有頻率分析可知，該型無人機有限元分析模態振型與試驗測試結果相符，從表1中可知仿真分析與試驗測試振型頻率接近，誤差在工程可接受的范圍之內，具有良好的一致性。

表1

固有模態頻率分析結果對比/Hz

4結論

本文研究了某型無人機基于有限元及試驗的模態分析技術，對某型無人機結構進行分析，建立其有限元模型，進行模態分析。通過仿真結果的前幾階固有頻率和振型與振動模態試驗結果比較，可知仿真值與實驗測試值具有良好的一致性，說明無人機機體有限元模型能夠有效反映其結構動力學特性，該模態分析的有限元分析模型和仿真分析結果可以為下階段的回收響應分析所用。

參考文獻

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[4]楊劍.MD Nastran 有限元實例教程[M].北京：機械工業出版社,2007:51-70.

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[8]魏瑞軒,李學仁.無人機系統及作戰使用[M].北京國防工業出版社,2009:52-56.

The application of modal analysis and test in the design of an unmanned aircraft

WU Jibin, SONG Jun, JIANG Nianzhao

Abstract:The dynamic characteristics are the key characteristics of the unmanned aircraft, which can provide important basis for the analysis of the recovery and response of the aircraft. Based on finite element analysis and tests, we carried out modal analysis of an unmanned aircraft, and obtained its natural frequency under the first four modes. The result of the simulation was consistent with that of the tests. This study has provided reliable basis for further analysis of the recovery and response of the unmanned aircraft.

Keywords:unmanned aircraft; modal analysis; modal test; natural frequency

收稿日期：2015-09-30

作者簡介：吳繼斌(1974-),男,籍貫：江蘇如皋,工程師,研究方向:無人機結構設計。

中圖分類號：V215.2

文獻標識碼：A

文章編號：1002-6886(2016)02-0027-03