無人機小翼隱身結(jié)構(gòu)的質(zhì)量和剛度優(yōu)化

楊天旗，余雄慶

(南京航空航天大學(xué) 飛行器先進設(shè)計技術(shù)國防重點學(xué)科實驗室，江蘇 南京 210016)

無人機小翼隱身結(jié)構(gòu)的質(zhì)量和剛度優(yōu)化

楊天旗，余雄慶

(南京航空航天大學(xué) 飛行器先進設(shè)計技術(shù)國防重點學(xué)科實驗室，江蘇 南京 210016)

為了降低無人機的側(cè)向雷達散射截面，提出了一種無人機翼梢小翼的隱身結(jié)構(gòu)布局方案：隱身結(jié)構(gòu)的翼面蒙皮由玻璃鋼制成，主承力件為碳纖維復(fù)合材料層板結(jié)構(gòu)，蒙皮與主承力件之間填充吸波材料。為獲得力學(xué)特性最佳的主承力結(jié)構(gòu)件的形狀，在建立隱身結(jié)構(gòu)參數(shù)化模型的基礎(chǔ)上，應(yīng)用有限單元法對隱身結(jié)構(gòu)的強度和剛度進行了分析，并應(yīng)用多目標(biāo)遺傳算法對主承力結(jié)構(gòu)件的形狀進行了優(yōu)化，計算后獲得了一組結(jié)構(gòu)質(zhì)量和翼尖位移最小的解集。優(yōu)化結(jié)果為隱身結(jié)構(gòu)方案的確定提供了定量依據(jù)。

無人機；翼梢小翼；隱身結(jié)構(gòu)；有限元分析；優(yōu)化

翼身融合(Blended-Wing-Body，BWB)布局飛機的機翼與機身融合為一個整體，大幅度減小了全機的浸潤面積，降低了摩擦阻力和部件間的干擾阻力，具有升阻比高、隱身性能好的特點，是一種比較理想的無人機氣動布局型式[1]。

為了降低雷達散射截面，軍用BWB布局飛行器通常取消了垂直安定面，使其航向穩(wěn)定性出現(xiàn)了許多不足。針對此問題，學(xué)術(shù)界和工業(yè)界進行了廣泛的研究，提出了開裂式方向舵等一系列彌補措施[2]。雖然這些措施有效解決了飛行穩(wěn)定性問題，但由于技術(shù)復(fù)雜程度的提升帶來的設(shè)計、制造難度和成本的增加非常可觀，對飛行器結(jié)構(gòu)質(zhì)量和氣動性能都帶來了不利影響[3]。其中在翼尖安裝翼梢小翼，雖然能提高飛翼的穩(wěn)定性，還能增加升阻比，但此方案最大的缺點是小翼會顯著增加側(cè)向雷達散射截面(Radar Cross Section，RCS)。

從飛行器設(shè)計觀點來看，如果把減少飛行器電磁散射的手段不僅僅限于部件表面形狀和材料，而將其擴展到整個部件結(jié)構(gòu)(包括內(nèi)部結(jié)構(gòu))，那么提高飛行器隱身性能的另一個思路是將機體上的某些無法避免的強散射部位設(shè)計成隱身結(jié)構(gòu)，使其在滿足氣動和結(jié)構(gòu)要求的前提下，RCS能得到有效縮減[4-5]。根據(jù)這一思路，減少BWB布局無人機小翼RCS的一個有效措施就是采用隱身結(jié)構(gòu)。本文以某BWB布局無人機為研究對象[1]，提出一種翼梢小翼的隱身結(jié)構(gòu)設(shè)計方案，并從質(zhì)量和剛度的角度對隱身結(jié)構(gòu)進行優(yōu)化設(shè)計。

1 小翼隱身結(jié)構(gòu)的設(shè)計方案

BWB布局無人機氣動外形如圖1所示。對該外形的RCS分析表明，在雷達波側(cè)向照射時，翼梢小翼是最主要的散射源。

圖1 某BWB布局無人機

為了減少側(cè)向RCS，本文設(shè)計了一種非傳統(tǒng)的翼面隱身結(jié)構(gòu)方案，如圖2所示。小翼根弦長748mm，梢弦長312mm，翼展730mm。翼面蒙皮由透波性能良好的玻璃鋼制成,以減少翼面雷達回波，主承力件為碳纖維復(fù)合材料層板結(jié)構(gòu)。蒙皮與承力件之間的區(qū)域用摻雜有石墨的聚氨酯泡沫填充，這種混合物密度低，易于加工，且具有較好的吸收電磁波的功能[6-7]，同時起到支撐蒙皮、傳遞氣動載荷的作用。為滿足阻抗匹配條件，隱身結(jié)構(gòu)一般按阻抗?jié)u變原則設(shè)計，沿厚度方向由外而內(nèi)吸波材料電阻逐漸減小，導(dǎo)電率逐漸增大。但實際結(jié)構(gòu)很難做到阻抗連續(xù)變化，更可行的方法是將結(jié)構(gòu)做成多層離散介質(zhì)，電特性逐層變化。因此將泡沫區(qū)域分為3層，一層套一層，尺寸由內(nèi)至外按一定比例逐漸變大。承力件在小翼根部延伸出一部分作為與機翼連接的插銷。

圖2 小翼隱身結(jié)構(gòu)設(shè)計方案示意圖

為了使小翼隱身結(jié)構(gòu)能滿足結(jié)構(gòu)質(zhì)量和剛度要求，需對隱身結(jié)構(gòu)進行優(yōu)化設(shè)計。

2 結(jié)構(gòu)優(yōu)化方法

結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計的要求是：翼梢小翼結(jié)構(gòu)在滿足應(yīng)力和應(yīng)變約束前提下，通過調(diào)整主承力件(碳纖維復(fù)合材料層板)的形狀，使結(jié)構(gòu)質(zhì)量盡可能輕，翼尖位移盡可能小。

結(jié)構(gòu)優(yōu)化問題表述為：以承力件外形和玻璃鋼蒙皮厚度為優(yōu)化變量；承力件和蒙皮滿足應(yīng)變約束，泡沫件滿足應(yīng)力約束，承力件在變化過程中不與蒙皮發(fā)生干涉；優(yōu)化目標(biāo)是使得小翼結(jié)構(gòu)總質(zhì)量和翼尖位移最小，因此是一個多目標(biāo)優(yōu)化問題，即在可行域中確定由變量構(gòu)成的決策矢量，使得一組相互沖突的目標(biāo)函數(shù)值盡可能同時達到最小[8]。多目標(biāo)優(yōu)化問題的數(shù)學(xué)描述如下：

minF(x)=(F1(x),F2(x),…,Fn(x))T

s.t.gi(x)<0i=1,2,…,phj(x)=0j=1,2,…,q

xL≤x≤xUx=(x1,x2,…,xm)T

式中：F(x)，g(x)，h(x)分別為目標(biāo)函數(shù)、不等式約束和等式約束；參數(shù)n，p，q為對應(yīng)函數(shù)個數(shù)；x為決策矢量；m為變量個數(shù)。

多目標(biāo)優(yōu)化得到的不是一個最優(yōu)解，而是一個Pareto最優(yōu)解集：

對于可行解x*∈X，不存在另一個解x∈X，使所有不等式Fk(x)≤Fk(x*)成立(其中k=1,2,…,n)，則x*稱作該問題的一個Pareto最優(yōu)解。

本文采用基于遺傳算法的多目標(biāo)優(yōu)化算法NCGA(Neighborhood Cultivation Genetic Algorithm)[9]，求出一組關(guān)于質(zhì)量和小翼位移最小的PARETO解集。設(shè)計人員可從該解集中選出最合理的主承力件的形狀。

翼梢小翼結(jié)構(gòu)優(yōu)化流程如圖3所示。實現(xiàn)該流程的一個關(guān)鍵是如何自動生成小翼隱身結(jié)構(gòu)分析模型。下一節(jié)將說明結(jié)構(gòu)分析模型自動生成的方法。

圖3 翼梢小翼隱身結(jié)構(gòu)優(yōu)化的流程

3 結(jié)構(gòu)分析模型

3.1結(jié)構(gòu)參數(shù)化方法

結(jié)構(gòu)優(yōu)化中設(shè)計變量是玻璃鋼蒙皮厚度和碳纖維承力件(不考慮延伸部分)外形。為尋得全局最優(yōu)解，需要保證碳纖維承力件外形變化的多樣性。針對承力件外形特點，其參數(shù)化方法如圖4所示。建立圖中所示坐標(biāo)系，其中Z軸垂直于紙面向上。以X-Y平面為對稱面，選取結(jié)構(gòu)件位于對稱面上方的10個角點為關(guān)鍵點，以各點坐標(biāo)為變量并舍去冗余坐標(biāo)，最終變量數(shù)為10個。

圖4 碳纖維承力件參數(shù)化

3.2有限元建模

有限元自動建模及分析采用PATRAN二次開發(fā)語言PCL(PATRAN Command Language)實現(xiàn)。結(jié)構(gòu)模型的幾何建模、劃分網(wǎng)格、賦予材料屬性、設(shè)置邊界條件、求解及輸出計算結(jié)果一系列過程都通過批處理命令調(diào)用PATRAN運行PCL程序自動完成，批處理代碼為：“patran.exe” -b -sfp PCL_program，PCL程序流程如圖5所示。

圖5 PATRAN二次開發(fā)程序結(jié)構(gòu)

由于小翼結(jié)構(gòu)的厚度較薄，因此可使用殼單元劃分小翼平面，如圖6所示。根據(jù)單元所在位置的結(jié)構(gòu)分層情況及每層厚度，為每個單元鋪設(shè)相應(yīng)的層板復(fù)合材料(忽略層間應(yīng)力，鋪層方向提前給定)，以反映結(jié)構(gòu)分層及厚度變化。其中層板復(fù)合材料中鋪設(shè)的二維正交異性材料屬性見表1，聚氨酯泡沫模量72.9MPa，泊松比0.252，許用應(yīng)力2.97MPa，密度300kg/m3。鋪設(shè)完成后如圖7所示。

表1 復(fù)合材料力學(xué)性能

圖6 有限元模型網(wǎng)格劃分

圖7 鋪設(shè)完成后的結(jié)構(gòu)模型

模型在碳纖維承力件延伸部分固支，翼面加以0.005MPa均布載荷。通過計算可輸出承力件根部處最大應(yīng)變、蒙皮的最大應(yīng)變、泡沫件最大應(yīng)力、最大翼尖位移及結(jié)構(gòu)總重。

4 優(yōu)化結(jié)果分析

圖8所示為結(jié)構(gòu)優(yōu)化后獲得的最優(yōu)解集(Pareto前緣)。從圖中可看出，翼尖位移越小，結(jié)構(gòu)質(zhì)量越大。原因是隨著承力件厚度和長度增加，翼尖位移也就相應(yīng)減小。在結(jié)構(gòu)材料中，碳纖維密度最大，隨著承力件體積變大，小翼的平均密度也變大，因此結(jié)構(gòu)總質(zhì)量增加。

圖8 結(jié)構(gòu)優(yōu)化的Pareto解集

選取最優(yōu)解集中3個解(圖8中三角形標(biāo)出，序號為1，2和3)，其中解1為質(zhì)量最輕、但位移最大的方案，解3為質(zhì)量最大、但位移最小的方案，解2為一個折中方案。這3個解的質(zhì)量和位移的數(shù)據(jù)見表2，其中Wtotal為單個小翼質(zhì)量，dmax為翼尖最大位移。3個解對應(yīng)的承力件外形如圖9所示。設(shè)計人員可綜合考慮質(zhì)量、變形及接下來隱身設(shè)計的要求，從解集中確定最合理的結(jié)構(gòu)方案。

表2 選取的結(jié)構(gòu)優(yōu)化最優(yōu)解

圖9 3個解對應(yīng)的結(jié)構(gòu)外形圖

5 結(jié)束語

本文所提結(jié)構(gòu)方案特殊，無法借鑒前人設(shè)計經(jīng)驗，因此需借助優(yōu)化算法進行設(shè)計。從文中結(jié)果可以看出，方案經(jīng)過優(yōu)化設(shè)計，能正確反映結(jié)構(gòu)性能變化規(guī)律，證明了優(yōu)化算法在新型結(jié)構(gòu)設(shè)計中的有效性。文中的結(jié)構(gòu)優(yōu)化結(jié)果可為無人機翼梢小翼隱身結(jié)構(gòu)方案的最終確定提供定量依據(jù)。在進一步研究中，將對小翼隱身結(jié)構(gòu)的電磁特性進行優(yōu)化設(shè)計，最終實現(xiàn)隱身結(jié)構(gòu)力學(xué)特性和電磁特性的綜合優(yōu)化設(shè)計。

[1] 鄧海強，余雄慶.亞聲速翼身融合無人機概念外形參數(shù)優(yōu)化[J]. 航空學(xué)報, 2014, 35(5): 1200-1208.

[2] 馬超，李林，王立新. 大展弦比飛翼布局飛機新型操縱面設(shè)計[J]. 北京航空航天大學(xué)學(xué)報, 2007, 33(2): 149-153.

[3] 王磊，王立新，賈重任. 飛翼布局飛機開裂式方向舵的作用特性和使用特點[J]. 航空學(xué)報, 2011, 32(8):1392-1399.

[4] 聶毅，余雄慶. 翼面隱身結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計[J]. 南京航空航天大學(xué)學(xué)報，2008，40(4):465-468.

[5] Guy T A, Sanger K B, Ruskowski E. Low cost composite fabrication methods applied to low observable structure[R]. New Orleans :AIAA, 1995.

[6] 賈莉莉，畢紅，王亞芬. 聚氨酯泡沫復(fù)合材料的制備及其吸波性能研究[J]. 安徽大學(xué)學(xué)報：自然科學(xué)版, 2007, 31(5):66-68.

[7] 聶毅，余雄慶. 翼面隱身結(jié)構(gòu)在飛航導(dǎo)彈模型上的數(shù)值仿真研究[J]. 宇航學(xué)報, 2006,27(6):1369-1372.

[8] Messac A, Ismail-Yahaya A. Multiobjective robust design using physical programming[J]. Structural and Multidisciplinary Optimization,2002,23(5) : 357-371.

[9] Shinya W, Tomoyuk H, Mitsunori M. Neighborhood cultivation genetic algorithm for multi-objective optimization problems[C]// Proceedings of 4th Asia -Pacific Conference on Simulated Evolution And Learning( SEAL) .Piscataway: IEEE Press, 2002 : 198- 202.

MassandstiffnessoptimizationoflowobservablestructureforanUAVwinglet

YANG Tianqi, YU Xiongqing

(Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, Jiangsu Nanjing, 210016, China)

It proposes a low observable structure for an UAV winglet, in which the skin is made of fiberglass, and the primary structure is a carbon fiber composite laminate, and absorbent materials are filled between the skin and the primary structure. Aiming at finding the optimal shape of the primary structure from viewpoint of mechanical property, it builds a parametric geometry model for the low observable structure, establishes the finite element model of the structure for strength and stiffness computations. It presents a multi-objective genetic algorithm to find optimal shapes of the primary structure. After optimization, it obtains a solution set about minimum structural mass and minimum wingtip displacement. The optimization results provide a quantitative basis for design of the low observable structure.

UAV; winglet; low observable structure; finite element analysis; optimization

10.3969/j.issn.2095-509X.2014.11.005

2014-11-06

楊天旗(1989—)，男，四川成都人，南京航空航天大學(xué)碩士研究生，主要研究方向為飛行器隱身設(shè)計與多學(xué)科設(shè)計優(yōu)化。

V214

A

2095-509X(2014)11-0021-04