某型無人機紅外增強器掛載結構設計與分析

張曉木，曹韋俊，萬 歡

(南京模擬技術研究所， 南京 210016)

無人機是一種用動力驅動、可重復使用的無人駕駛飛行器。隨著無人機性能的不斷完善和改進，在軍事領域得到了日益廣泛的應用。無人機在軍事訓練領域主要用于模擬武器裝備搜索、捕獲、跟蹤、攻擊之典型作戰對象的特性，為部隊訓練和武器裝備系統能力評估提供目標和依據。

隨著武器性能的不斷提升，對無人機目標特性模擬能力的要求也越來越高。受經費、周期、可靠性等的限制，無人機新型號的研制過程相當漫長，且存在失敗的風險。因此，通過在成熟無人機產品上安裝能夠經濟、有效、逼真地模擬敵方飛機或巡航導彈目標特征的裝置，可有效拓寬應用范圍，延長生命周期[1]。某型無人機掛載紅外增強器后逼真的模擬了典型目標的紅外特性，滿足了任務需求。在無人機生命周期內，根據客戶需求進行定制的應用模式將成為無人機行業未來發展的主流。

本研究在某型無人機機翼上設計了具有足夠強度的紅外增強器安裝結構，綜合對比分析了兩種結構布局的氣動性能[2-7]，選定較優結構進行了強度校核[8-10]，并根據飛行試驗結果對上述分析結果進行了驗證。

1 掛載結構設計

某型無人機機翼結構由金屬骨架和蒙皮組成。金屬骨架是主承力構件，采用雙梁式結構，機翼翼尖處預留有任務載荷的掛點，可掛載兩枚紅外增強器。

如在單側翼尖掛載四枚紅外增強器，需對機翼結構進行重新設計、加工，生產周期、成本均滿足不了任務需求。考慮到目前機翼結構主要依靠金屬骨架承載，采用對成品機翼改制新增掛載點的方案可滿足上述要求。紅外增強器是以固體燃料為燃燒劑，其紅外輻射強度主要取決于燃料組分、工作溫度、輻射體材料以及輻射體面積，為避免紅外增強器工作時尾焰燒蝕機翼，在機翼兩側下翼面后梁距對稱面 595 mm 處各增加一個掛載點，使紅外增強器后端面與機翼后緣留出一定距離[11]。掛載結構件與機翼后梁、蒙皮通過結構膠粘接，見圖1所示。該方案在機翼兩側翼尖、翼下分別掛載兩枚紅外增強器，可滿足在無人機上掛載八枚紅外增強器的任務需求。

圖1 機翼掛點結構示意圖

為有效減小氣動阻力，尋找最優氣動布局方案，針對紅外增強器掛架，在某型無人機機翼上設計了兩種掛載結構：① 掛架呈Y型布局； ② 掛架呈T型布局。具體如圖2所示。

圖2 Y型/T型布局掛載示意圖

2 氣動方案對比分析

針對兩種不同掛載方案，通過CFD計算基本縱、橫向氣動特性進行對比，并選出較優方案。

2.1 控制方程

采用三維Navier-Stokes方程對兩種方案的全機氣動模型進行數值仿真計算。在直角坐標系定義速度分量(u1，u2，u3)，采取求和約定慣例，無熱源三維Navier-Stokes方程守恒形式為：

(1)

式中：方程左側為慣性力；右側三項分別為內部壓力梯度、作用在流體上的外力、作用在流體上的內部應力[12]。

2.2 計算模型與條件

數值計算采用ANSYS Fluent軟件，計算邊界條件見表1所示。坐標系規定為：x軸沿機身軸線，由機頭指向機尾；z軸位于飛機對稱面內，垂直x軸向上；y軸垂直飛機對稱面，指向右翼，坐標原點位于機頭。

表1 計算邊界條件

計算采用非結構網格，機體表面為三角形網格，面網格數約30萬，體網格數約600萬。2個方案計算模型的面網格、邊界層網格、體網格生成時，選擇的參數一致。

圖3、圖4為不同掛載方案局部網格示意圖。

圖3 方案1/方案2局部網格示意圖

圖4 方案1/方案2紅外增強器局部網格示意圖

湍流模型為SA—方程模型，縱向計算時攻角序列： 0°、2°、4°、6°、8°；橫向計算時側滑角序列：0°、2°、4°、6°。

2.3 基本縱向、橫向特性對比

利用上述方法對模型進行了CFD數值計算，得到兩種方案基本縱向、橫向特性數據。在網格大致相同、湍流模型一致的情況下，將2個方案的計算結果與無人機初始布局特性參數進行橫向比較。

2.3.1基本縱向特性

由圖5、表2可見，2種方案基本縱向特性參數與初始布局相比，方案1總體變化最小。其中兩方案的零升阻力系數增幅均較大，且差異也較大，方案1的增幅為45.6%，方案2的增幅為89%。阻力系數的增加將會導致無人機飛行過程中阻力增加，對爬升、航時等性能有較大不利影響。

圖5 不同攻角下阻力、升力、俯仰力矩系數

表2 兩種方案基本縱向特性較原布局增幅統計

2.3.2基本橫向特性

由圖6、表3可見，2種方案基本橫向特性參數與初始布局相比，方案1總體變化最小。其中方案1的橫滾靜穩定性導數與初始布局相比增大了20%。但經過分析評估因某型無人機副翼舵效較高，橫滾靜穩定性導數的變化對操縱性能影響較小，在指標允許范圍內。

圖6 不同側滑角下側力、滾轉力矩、偏航力矩系數

表3 兩種方案基本橫向特性較原布局增幅統計

2.4 氣動阻力統計分析

各特性參數中阻力系數的改變對飛行影響較大，因此本小節對兩種方案各部件阻力進行統計分析。

分部件統計兩個方案的阻力，主要分為3個部件：翼尖掛載結構，翼下掛載結構，剩余機體(除翼尖、翼下掛載結構外的其余部分)，具體結果見表4所示。兩種方案中，不同掛載結構本體阻力值相差不大，主要是不同掛架面積產生的摩阻差異；最主要的阻力差異來源于剩余機體，經分析認為，方案二布局翼下掛載時會與機翼之間形成一個壓縮通道，影響機翼下翼面流場，增加機翼阻力。

表4 分部件阻力統計

綜合縱、橫向氣動特性對比分析，方案一布局(Y型)為較優的掛載方案。

3 結構剛強度分析

某型無人機機翼采用雙梁式結構，且左右對稱，主要靠金屬梁框架結構承受飛行過程中產生的剪力和彎矩[13]。本次計算主要關注前梁、后梁、梁根部及翼尖連接處受力，因此僅截取機翼部分金屬梁框架建立有限元模型進行受力分析。

前外梁、后外梁、加強肋、翼肋、翼尖掛架、翼下掛架材料為硬鋁，紅外增強器卡箍材料為45鋼。材料性能參數見表5所示。

表5 材料力學性能參數

某型無人機采用火箭助推起飛，降落傘+減震氣囊回收，在發射、回收過程承受較大過載，工況惡劣；飛行過程機翼上氣動力與紅外增強器重力方向相反，可部分抵消，過載系數小且平穩。因此僅對發射、回收工況進行校核。

發射瞬間無人機受力如圖7所示，主要承受為火箭助推推力 、無人機發動機推力與無人機重力共同作用；著陸瞬間過載系數為10。

圖7 發射瞬間無人機受力分析示意圖

有限元模型中，外梁、后外梁與中梁部分使用MPC和接觸模擬實際螺釘連接；翼下掛架使用Tie綁定模擬粘接。

發射瞬間過載作用下結構的有限元靜力計算結果如圖8所示。梁框架結構最大應力為196.3 MPa，最大應力位于后梁與翼尖掛載架連接處；最大位移為11.99 mm，最大位移位于翼尖紅外增強器掛架上(見圖9)。

圖8 結構應力分布

著陸瞬間10g過載作用下結構的有限元靜力計算結果如圖10所示。梁框架結構最大應力為208.6 MPa，最大應力位于后梁與后中梁連接的根部螺栓孔處；最大位移為20.49 mm，最大位移位于翼尖紅外增強器掛架上(見圖11)。

圖10 結構應力分布圖

圖11 結構位移分布圖

掛載結構中，紅外增強器卡箍為C型薄壁件，主要靠擰緊收口處的螺釘固定紅外增強器，剛度較差，因此與其他結構件之間存在一定的位移跨度。上述兩種工況作用時間較短，結構件未產生塑性變形時，不會對飛行性能產生影響，位移不是重要考核項。

由表6統計數據可知，機翼梁、掛架及其連接件安全系數均在1.5以上，設計強度滿足使用要求。

表6 強度校核結果匯總表

4 飛行驗證

將機翼按照方案一布局(Y型)改制完成后，某型無人機在外場進行了多個架次的供靶飛行。無人機飛行過程姿態平穩，能夠按照預定航向穩定飛行；可根據地面指令要求執行爬升、俯沖、盤旋等動作。無人機發射、回收過程安全，單架無人機可進行多架次復飛。圖12、圖13為某架無人機實飛過程的姿態、速度、高度數據曲線。

圖12 無人機姿態、航向曲線

圖13 無人機速度、高度、轉速曲線

在發動機轉速、高度基本相同情況下，分別截取不同編號某型無人機無外掛載荷、掛載八枚紅外增強器狀態部分實飛數據，如圖14、圖15所示。

圖14 無人機掛載八枚紅外增強器狀態飛行曲線

圖15 無人機無掛載狀態飛行曲線

某型無人機兩種狀態下飛行參數如表7所示。

表7 飛行參數

無人機在一定高度和速度下進行定直飛行時，發動機推力和氣動阻力相等，即：

(2)

上述兩架次無人機飛行高度、發動機轉速基本相同，即推力基本相等，根據式(2)可推出實飛條件下無人機掛載八枚紅外增強器狀態相對于無載狀態阻力增加72%。

第2節中兩種狀態阻力系數計算公式分別為：

帶載：

Cd=0.000 6α2+0.001 5α+0.041 9

(3)

無載：

Cd=0.000 6α2+0.000 9α+0.028 8

(4)

代入表7中對應的配平攻角，得到帶載相對于無載狀態的數值仿真計算阻力增加量為56.8%。與推阻平衡推出的結果相比，兩者誤差為21.1%。考慮到無人機理論與實際外形以及不同發動機之間的狀態差異，上述誤差在可接收范圍內。

5 結論

1) 本研究針對特定任務需求在某型無人機機翼翼下新增掛點并設計了Y型、T型兩種紅外增強器掛載結構；

2) 利用CFD數值模擬技術對某型無人機兩種紅外增強器布局進行了氣動計算，根據計算結果對兩種布局的基本縱向、橫向特性進行了分析，選定較優方案；

3) 利用FEM技術對選定的掛載結構發射、回收工況進行強度校核，根據計算結果統計了各零件的最大應力，得到了相應安全系數，該結構滿足使用要求；

4) 改制后無人機進行了多架次供靶飛行，飛行數據及實際情況驗證了分析結果的有效性；

5) 本文對無人機定制化過程中的改制方案評估具有指導意義。