某無人機機翼肋板斷裂力學分析

【摘要】本文立足于工程實際，對無人機機翼的靜強度進行了計算，并針對機翼的肋板，求解了其應力強度因子，得到了裂紋長度與應力強度因子的關系。隨著裂紋的增長，應力強度因子不斷增長，結構最終破壞失效。本文目的是為無人機機翼結構的后續(xù)斷裂性能研究提供分析方法和數(shù)據，為結構選型提供基礎數(shù)據。

【關鍵詞】無人機機翼；應力強度因子；機翼靜強度；流固耦合；裂紋

Analysis of Fracture Mechanics for an UAV’s Wing’s Ribs

Wang Hai-peng， Wu Yong-dong

Abstract： In this article， based on the practical engineering， the static strength of the UAV has been calculated， and for the wing’s rib， solving the stress intensity factor， get the crack length relationship with the stress intensity factor. With the growth of the crack， the stress intensity factor is growing， structure ultimately fail. The purpose of this article is providing a method for analysing the fracture properties of the UAV wing structure， and providing datum for selecting structure type.

Keywords： UAV wing， Stress intensity factor， Wing static strength， Fluid-structure coupling， Crack

1、引言

無人機作為未來戰(zhàn)場的主戰(zhàn)機種，受到越來越多國家的青睞，各國相繼投入重金加以研發(fā)[1]。經過將近一個世紀的發(fā)展，無人機已成為飛機大家庭中的一個重要家族。機翼作為飛機的升力結構，其重要性不言而喻，機翼的好壞直接關系到飛機的作戰(zhàn)性能[2]；機翼各部件結構的靜強度及斷裂性能是衡量機翼質量的重要指標。

國、內外對無人機機翼各部件結構斷裂力學的性能研究較少。西工大的黃其青、殷之平等人在文獻[3]中分析了連接耳片含兩條裂紋情況下裂紋尖端的應力強度因子，給出了計算曲線，進行裂紋相互影響規(guī)律的分析；姜翠香等人對含裂紋有限加筋板應力強度因子進行了求解[4]。賈亮計算了含裂紋鉚接搭接板應力強度因子[5]。文獻[6]指出在機翼上，易損壞的元件可能是翼梁凸緣、翼面蒙皮壁板、與機身連接件、整體加筋壁板、耳片結構、筋結構等。

本文首先根據所給的無人機圖紙和一些最基本的數(shù)據，利用三維軟件CATIA建立起機翼模型，利用Fluent對其進行流體分析得出該機翼的上下表面載荷，然后再利用ANSYS的Workbench模塊中的流固耦合方法，得到了無人機機翼肋板的應力分布情況。最后在無人機機翼的肋板上設置一定的裂紋，計算出其應力強度因子的數(shù)值，得到了應力強度因子與裂紋長度的關系。

2、無人機機翼結構的建模及氣動分析

該無人機采用整體機翼結構，這種結構布局的好處是：無人機的主要載荷在機翼上平衡，使得機身只承受較小的剪力和扭矩。這種結構傳力路線簡單、翼身分離面少，是小型飛機中的常用布局。無人機的機翼由蒙皮、翼梁、肋板等結構組成，其中，蒙皮、翼梁、肋板均采用鋁合金材料。機翼翼型為NACA-2412，圖1所示即為本文研究的無人機的全機圖，圖2為建立的機翼模型。

要對機翼進行強度分析，還需知道機翼的氣動載荷數(shù)據。本文運用FLUENT對機翼進行氣動載荷的分析求解，無人機機翼攻角為2°，流體為空氣，巡航速度為106km/h。在這種飛行條件下機翼的壓力云圖見圖3，可以看到，機翼前緣受到的應力最大，其次是機翼后緣。

3、無人機機翼的靜強度分析

流固耦合（fluid structure coupling）是流體分析與固體分析交叉耦合而生成的分析方法，它是研究可變形固體在流場作用下的各種行為以及固體分析對流場影響這二者相互作用的一門分析方法。在某些特地的研究和分析中，由于涉及的固體變形和流場變化都不能忽視，流固耦合分析便顯得極為重要和不可缺少。

本文運用ANSYS中的ANSYS Workbench模塊，將上一節(jié)得到的流體力學分析結果加載在無人機機翼上，通過流固耦合求解得到無人機機翼的應力分布。

圖4為機翼內部結構等效應力圖，可以看出機翼翼根和翼梢處受到的等效應力較大，圖5為機翼翼根處的等效應力局部放大應力圖，由圖可以看出機翼大梁與肋板交匯處等效應力較大，大梁上的等效應力分布不均勻。

4、肋板的應力強度因子求解

由前面的應力結果圖可知，靠近大梁處的應力較大，但在這些地方不容易取出肋板，且應力比較復雜。為便于研究在如圖6所示的區(qū)域設置裂紋，裂紋中心坐標為（148.7mm，2.2mm，1082mm），裂紋為穿透型裂紋，裂紋最小尺寸取為3.0mm，最大尺寸取為5.2mm。

為了簡化研究，本文對肋板進行斷裂力學分析時，以裂紋為中心，以5倍的裂紋長軸尺寸為邊長，取一矩形板作為分析模型，如圖7所示。同時，根據上述分析可知，矩形板模型所受載荷，可取為靜強度分析時所得肋板（無裂紋）相同位置的應力值。

對該模型進一步簡化，由于對裂紋開裂的影響很小，因此可以忽略不計；y方向載荷取的最大值與最小值的平均值，并將其設定成均布載荷加載到模型上，如圖8所示。

運用ANSYS的求解應力強度因子的命令，計算得到含裂紋肋板的應力強度因子值，如表1、表2所示。

表1 含穿透裂紋肋板應力強度因子（KI）

序號裂紋長度2c（mm）裂紋應力強度因子

13.0204859.62

23.2211375.59

33.4226438.50

43.6230493.98

53.8238536.36

64.0262582.57

74.2277635.27

84.4289717.48

94.6306731.76

104.8325889.96

115.0358758.39

125.2371227.12

表2 含穿透裂紋肋板應力強度因子（KII）

序號裂紋長度2c（mm）裂紋應力強度因子

13.015029.87

23.215816.26

33.416383.58

43.617219.04

53.818188.95

64.018663.45

74.220759.25

84.422618.64

94.624805.57

104.826511.05

115.029953.79

125.232081.38

由計算結果可以看出，隨著裂紋長度的增加，應力強度因子值越來越大，最終超過材料的斷裂韌度，裂紋最終失穩(wěn)擴展，肋板被完全破壞，機翼的承載能力喪失。

5、結論

機翼性能好壞直接影響著無人機的飛行性能，進而對作戰(zhàn)的效果產生影響。當機翼結構中存在裂紋時，對無人機的飛行狀態(tài)產生的作用應該給予足夠的重視。本文首先得到了無人機在正常飛行狀態(tài)時，機翼肋板的載荷分布，然后在應力比較集中的區(qū)域放置裂紋，計算了應力強度因子。得到了在正常飛行載荷下，應力強度因子與裂紋長度的關系。在平時的維護中，應時刻注意裂紋的發(fā)展，并采取必要的措施，保障飛行的安全。

本文的研究結果可以為后期無人機損傷容限、疲勞設計、裂紋擴展、剩余強度等的研究提供基礎性的數(shù)據，也為國內其他無人機斷裂力學分析提供參考合理的建議。

參考文獻

[1]陳貴春.軍用無人機[M].北京：解放軍出版社，2008，1～3.

[2]邱述斌，李志.前翼對飛機縱向氣動特性和機翼載荷影響研究[J].海軍航空工程學院學報，2008，23（2）：165～167.

[3]黃其青，殷之平.連接耳片雙裂紋應力強度因子影響分析[C].疲勞與斷裂論文集2000——第十屆全國疲勞與斷裂，北京：科學技術出版社，2000，1145～1148.

[4]姜翠香，趙耀，劉土光.含裂紋有限加筋板應力強度因子的求解[J].船舶力學，2005，44（1）：387～389.

[5]賈亮，黃其青，殷之平.計算了含裂紋鉚接搭接板應力強度因子[J].機械強度，2004，26（4）：439～442.

[6]牛春勻.實用飛機結構工程設計[M].北京：航空工業(yè)出版社，2011.

作者簡介

王海鵬（1987-），男，南昌航空大學飛行器工程學院在讀碩士。

吳永東（1969-），男，博士，副教授，主要從事智能復合材料力學性能的研究。