某固定翼無動力滑翔機設(shè)計與優(yōu)化

方博琳 唐家砼 夏侯振華 王 進(jìn) 趙星吉

（1、國營川西機器廠 發(fā)動機一部，四川 成都611930 2、成都大鵬縱橫智能設(shè)備有限公司 工程標(biāo)準(zhǔn)部，四川 成都 610200）

無人機由于具有使用靈活、攜帶方便、低成本、長航時等特點而被廣泛應(yīng)用于交通、建筑、防災(zāi)救援、生態(tài)和軍事等領(lǐng)域。固定翼無人機因其氣動性能佳、設(shè)計結(jié)構(gòu)簡潔、載重量大等優(yōu)點，在整個無人機設(shè)備中占有較大比重。固定翼無人機的結(jié)構(gòu)和質(zhì)量直接影響無人機使用的性能和成本，因此，對無人機的結(jié)構(gòu)設(shè)計以及優(yōu)化十分必要。

ZHENGDONG L[1]等人利用有限元軟件ABAQUS 完成了無人機全復(fù)合材料的模型設(shè)計，同時對其進(jìn)行實驗驗證；劉峰[2]-[4]等對無人機復(fù)合材料工字梁結(jié)構(gòu)進(jìn)行了有限元計算分析，并完成了十公斤級固定翼無人機的全碳纖維機翼的設(shè)計和無人機分析，對結(jié)構(gòu)和質(zhì)量都起到了優(yōu)化的效果；周偉[5]等著重于翼尖鏈翼的組合固定翼無人機的研究，周睿孫[6]-[7]等對多無人機的規(guī)劃調(diào)度系統(tǒng)以及雙機鏈翼組合可行性等方面進(jìn)行了詳細(xì)的研究。

本文根據(jù)無人機工作環(huán)境和負(fù)載等需要，設(shè)計了一款固定翼滑翔機，確定各項結(jié)構(gòu)設(shè)計參數(shù)，通過CATIA軟件對設(shè)計結(jié)構(gòu)進(jìn)行模型建立和力學(xué)分析，驗證結(jié)構(gòu)設(shè)計的合理性，并對設(shè)計模型進(jìn)行改型設(shè)計，使其在滿足強度和剛度等參數(shù)的情況下進(jìn)行優(yōu)化，從而達(dá)到減重的目的。

1 無人機基本參數(shù)設(shè)計與計算

低速固定翼滑翔機的設(shè)計需要考慮翼型、機翼面積、展長、展弦比、機身長度等參數(shù)。表1 給出了無人機設(shè)計的基本參數(shù)。

表1 無人機設(shè)計基本要求

關(guān)注翼型的選擇，考慮四種常見翼型：SD7032,MH32, S4083 以及克拉克Y 翼型。四種翼型外形相似，肉眼觀察差別不大，需要對其進(jìn)行升阻比、俯仰力矩等參數(shù)的比較。

在雷諾數(shù)Re=71000 工況下，圖1 和圖2 給出了迎角從-8°到12°條件下升力系數(shù)、阻力系數(shù)以及俯仰力矩等參數(shù)對比情況。從圖1 可以看出，同一雷諾數(shù)下不同迎角下，SD7032 在大部分情況下能夠有更高的升力系數(shù)，這對于無人機提供更大升力能起到促進(jìn)作用。同時，從圖2 的升阻比結(jié)果能夠得到，當(dāng)迎角大于4°時，SD7032翼型的升阻比相對于其余類型更大，而通過升力系數(shù)Cl公式推算出在相關(guān)工況之下其值約為1.28。綜上，SD7032 翼型在實際中表現(xiàn)會更好，因此選擇該翼型。

圖1 升力系數(shù)和阻力系數(shù)對比圖

圖2 升阻比和俯仰力矩對比圖

根據(jù)預(yù)設(shè)值以及所選翼型，確定無人機設(shè)計最終參數(shù)如表2 所示，其中，機頭選用玻璃纖維增強復(fù)合材料，機身選用碳制尾椎管，以達(dá)到滿足飛行要求情況下降低機體質(zhì)量的效果。

表2 無人機設(shè)計最終參數(shù)

2 設(shè)計模型計算與分析

2.1 模型建立及CATIA 計算分析

使用CATIA 軟件，通過導(dǎo)入無人機點云坐標(biāo)，導(dǎo)入所選SD7032 翼型，對翼肋進(jìn)行模型構(gòu)建，加入機翼上下蒙皮等步驟得到機翼模型，同時完成機身和尾翼的建模即得到整個設(shè)計無人機模型。隨后進(jìn)行材料屬性的定義，約束與載荷的添加，完成計算。

考慮以無人機機翼為研究對象，通過CATIA 軟件，完成模型材料屬性的定義，對模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分并添加約束與載荷。其中劃分的網(wǎng)格有2259 個單元，3478 個節(jié)點，單元類型選用SOLID45。考慮安全系數(shù)f 值為2，載荷系數(shù)ny值為3。強度和剛度的校核采用最大應(yīng)力強度準(zhǔn)則，上翼面載荷4.8N，下翼面載荷1.2N，在翼根出添加固定約束。

2.2 設(shè)計模型力學(xué)分析

通過CATIA 軟件力學(xué)分析模塊對設(shè)計模型進(jìn)行力學(xué)分析。圖3 給出了在給定約束和載荷工況條件下的機翼應(yīng)力云圖。從圖中可以得出，機翼所受應(yīng)力從翼根到翼尖呈現(xiàn)明顯的從內(nèi)到外逐漸減小的趨勢，其所受應(yīng)力最大點位于翼根梁上部區(qū)域，應(yīng)力最大值為1.53MPa。而應(yīng)力最大值決定了結(jié)構(gòu)的初始強度，設(shè)計材料所對應(yīng)的壓縮強度為40MPa，因此，設(shè)計的機翼結(jié)構(gòu)能夠滿足強度要求，并且有較大的強度裕度。

圖3 機翼應(yīng)力圖

關(guān)注機翼位移情況。圖4 給出了在給定約束和載荷工況條件下的機翼位移云圖。從圖中可以看出，與應(yīng)力分布不同，機翼位移量從翼根到翼尖呈現(xiàn)明顯的從內(nèi)到外逐漸增大的趨勢，其位移量最大點位于機翼翼梢處，數(shù)值為1.03mm。而同等材質(zhì)機翼其撓度的極限值應(yīng)該處于10mm 以下，因此，設(shè)計的機翼結(jié)構(gòu)能夠滿足規(guī)定的撓度要求，并且同樣存在較大的撓度裕度。

圖4 機翼位移圖

通過對設(shè)計機翼的力學(xué)分析可以看出，設(shè)計的無人機機翼在給定的約束和載荷工況下，其所受的應(yīng)力最大點出現(xiàn)在翼根處，數(shù)值為1.53MPa，該值遠(yuǎn)小于結(jié)構(gòu)所能承受的極限強度；機翼最大位移出現(xiàn)在翼尖區(qū)域，數(shù)值為1.03mm，該值遠(yuǎn)小于最大撓度，滿足了剛度的要求。所設(shè)計的機翼遠(yuǎn)未超過極限條件，因此，對所設(shè)計機翼進(jìn)行改型設(shè)計已達(dá)到減重目的并對模型進(jìn)行優(yōu)化是可行的。

3 模型的優(yōu)化設(shè)計與分析

3.1 機翼的改型設(shè)計

根據(jù)某無人機公司生產(chǎn)設(shè)計的經(jīng)驗，對原有無人機機翼進(jìn)行優(yōu)化分析主要著眼于翼肋結(jié)構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計，從而使改型后的機翼在滿足強度、剛度要求的同時，達(dá)到減重的目的，從而優(yōu)化機翼整體結(jié)構(gòu)。改型參考方法是在翼肋不同位置設(shè)置減重孔，減重孔分布及尺寸如表3所示，共設(shè)置7 個減重孔，孔為圓形，直徑統(tǒng)一為60%翼肋厚度，7 個減重孔分別位于翼肋弦長的不同百分比處。改型后的機翼內(nèi)部結(jié)構(gòu)如圖5 所示。

表3 減重孔設(shè)置

圖5 改型后的翼肋結(jié)構(gòu)圖

利用CATIA 軟件，對改型后的無人機進(jìn)行建模，完成網(wǎng)格劃分，并設(shè)置相同的載荷和約束條件。其中劃分的網(wǎng)格有3157 個單元，3924 個節(jié)點，單元類型選用SOLID45。圖6 給出了改型后的無人機模型。

圖6 改型后無人機模型

3.2 改型無人機機翼的力學(xué)分析

通過CATIA 軟件力學(xué)分析模塊對設(shè)計模型進(jìn)行力學(xué)分析，圖7 給出了在給定約束和載荷工況條件下的機翼應(yīng)力云圖。從圖中可以看出，與模型改型前一致，機翼所受應(yīng)力從翼根到翼梢呈現(xiàn)明顯的逐漸較小的趨勢，應(yīng)力最大點位于翼根梁上部區(qū)域，應(yīng)力最大值為1.23MPa，滿足強度要求。

圖7 改型機翼應(yīng)力云圖

關(guān)注改型機翼位移情況。圖8 給出了在給定約束和載荷工況條件下的改型機翼位移云圖。從圖中可以看出，機翼位移量從翼根到翼尖呈現(xiàn)逐漸增大的趨勢，并且同改型前一致，位移量最大點為機翼翼梢，而最大位移量數(shù)值為0.827mm，小于所要求的最大撓度，結(jié)構(gòu)剛度符合設(shè)計要求。

圖8 改型機翼位移云圖

3.3 改型可行性分析

通過對比改型前后無人機模型可以發(fā)現(xiàn)，初始無人機重200g，應(yīng)力最大點位于翼根梁上部區(qū)域，其應(yīng)力最大值為1.53MPa；位移量最大點位于翼梢處，數(shù)值為1.03mm。改型過后的無人機模型重量降為160g，應(yīng)力最大點的位置不變，最大值降為1.23MPa；位移量最大點位置不變，數(shù)值降為0.827mm。改型前后，應(yīng)力分布以及位移分布區(qū)域未發(fā)生太大變化，應(yīng)力從翼根到翼梢均呈現(xiàn)逐漸減小的趨勢，而位移則均呈現(xiàn)逐漸增大的趨勢。表4給出了改型前后機翼的不同情況，從表中可以看出，改型后的機翼質(zhì)量減輕了20%，最大應(yīng)力和最大位移分別減小了19.6%和19.7%，同時兩個模型的應(yīng)力和位移分布差別不大，改型后機翼的強度和剛度同樣滿足設(shè)計要求，因此可以認(rèn)為，通過設(shè)計的減重孔的改型是可行的。

表4 改型前后機翼參數(shù)情況

4 結(jié)論

參照主流經(jīng)驗設(shè)計了某型無動力固定翼滑翔機，按照設(shè)計參數(shù)利用CATIA 軟件對滑翔機進(jìn)行三維建模，著重對滑翔機機翼部分進(jìn)行力學(xué)分析，并對初始滑翔機進(jìn)行改型設(shè)計，在滿足強度和剛度的基礎(chǔ)上進(jìn)行優(yōu)化，達(dá)到減重的目的。通過以上研究得出以下結(jié)論：

4.1 使用SD7032 翼型的滑翔機所受應(yīng)力主要集中在翼根區(qū)域，形變主要集中在翼尖區(qū)域，應(yīng)力最大值1.53MPa，位移最大值1.03mm，設(shè)計機翼符合強度和剛度的初始要求，并有較大的裕度，因此有改型優(yōu)化的空間。

4.2 對機翼改型主要著重于在不同翼肋處添加7 個減重孔，達(dá)到減重的作用，改型后的機翼應(yīng)力和形變分別集中在翼根和翼尖區(qū)域，最大值分別為1.23MPa 和0.827mm，改型后機翼同樣滿足強度和剛度的要求。

4.3 改型后滑翔機質(zhì)量從200g 減小為160g，減小20%，承受的最大應(yīng)力和最大位移分別下降19.6%和19.7%；而改型前后機翼所受應(yīng)力和位移分布趨勢保持不變，應(yīng)力從翼根到翼梢均呈現(xiàn)逐漸減小的趨勢，而位移從內(nèi)到外則均呈現(xiàn)逐漸增大的趨勢，改型前后機翼均滿足強度和剛度的要求，可以認(rèn)為改型是合理并可行的。