某四旋翼無人飛行器的力學(xué)仿真分析*

吳文志，吳 斌，周 星，張 平，程 林

(中國電子科技集團(tuán)公司第三十八研究所， 安徽 合肥 230088)

某四旋翼無人飛行器的力學(xué)仿真分析*

吳文志，吳 斌，周 星，張 平，程 林

(中國電子科技集團(tuán)公司第三十八研究所， 安徽 合肥 230088)

旋翼無人飛行器具有垂直起降/著陸、可懸停、機(jī)動性好及結(jié)構(gòu)簡單等多種優(yōu)點，無論是在軍事領(lǐng)域還是民用領(lǐng)域，都有非常廣泛的應(yīng)用價值。文中采用Abaqus建立了某四旋翼無人飛行器的力學(xué)仿真模型?；谒⒌牧W(xué)仿真模型，分析了該無人飛行器在旋翼升力、風(fēng)載荷和降落沖擊等工況下結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度和剛度響應(yīng)，得到了相應(yīng)的變形和應(yīng)力云圖。計算結(jié)果表明，該旋翼飛行器的結(jié)構(gòu)設(shè)計滿足總體設(shè)計要求。

四旋翼無人飛行器；力學(xué)仿真；旋翼升力；風(fēng)載荷；瞬態(tài)動力學(xué)

引 言

作為垂直/短距起降飛行器，多旋翼無人飛行器不受起降場地的限制，具有很強(qiáng)的適應(yīng)性，一直是各國軍方關(guān)注的焦點[1-3]。多旋翼無人飛行器與常規(guī)的飛行器相比，具有垂直起降、著陸、懸停、縱飛和側(cè)飛等飛行特性。隨著近年來微電子、微機(jī)械、計算機(jī)技術(shù)及電池等技術(shù)的飛速發(fā)展，小型四旋翼無人機(jī)的體積、重量、靈活性和機(jī)動性等多個方面有了長足的進(jìn)步。根據(jù)動力配置形式的不同，旋翼無人飛行器一般有四旋翼、六旋翼和八旋翼等。根據(jù)飛行器的飛行方式，一般分為自由型及系留型。目前的產(chǎn)品主要集中在自由型多旋翼，其載重量較小，主要面向航模愛好者，應(yīng)用領(lǐng)域為航拍，單塊電池僅能支持飛行器滯空15 min左右。而系留型多旋翼飛行器具有覆蓋面積大、留空時間長、機(jī)動性能強(qiáng)及效能費用比高等顯著的特點，無論是在軍事領(lǐng)域還是民用領(lǐng)域，都有非常廣泛的應(yīng)用價值。四旋翼無人飛行器在結(jié)構(gòu)上更為簡潔：四只旋翼相互抵消扭矩，不需要專門的反扭矩槳；具有更簡潔的控制方式，僅通過改變四只旋翼的轉(zhuǎn)速即可實現(xiàn)各種姿態(tài)控制。因此，系留型四旋翼無人飛行器備受國內(nèi)外很多專家和學(xué)者的關(guān)注和研究[4-6]。

本文以系留型四旋翼無人飛行器為研究對象，采用通用大型有限元分析軟件Abaqus建立了對應(yīng)的力學(xué)仿真模型。應(yīng)用該仿真模型對該旋翼無人飛行器在旋翼升力、風(fēng)載荷及降落沖擊等工況下的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度響應(yīng)進(jìn)行了仿真分析，得到了對應(yīng)的安全裕度數(shù)據(jù)，為該無人機(jī)的結(jié)構(gòu)設(shè)計提供了理論依據(jù)。

1 旋翼無人飛行器結(jié)構(gòu)構(gòu)型設(shè)計

系留型四旋翼飛行器系統(tǒng)是一種有4個螺旋槳且螺旋槳呈十字交叉形式的飛行器，如圖1所示。整個飛行平臺結(jié)構(gòu)包含中心架(設(shè)備艙)、支撐臂、起落架及其他系統(tǒng)的受力結(jié)構(gòu)等。

圖1 系留型四旋翼無人飛行器結(jié)構(gòu)示意圖

2 有限元模型的建立

2.1 有限元建模

在Abaqus軟件中建立的有限元模型如圖2所示。根據(jù)具體的結(jié)構(gòu)形式，接頭、連接桿等部分采用實體單元模擬；支撐臂、起落架及中心架等部分采用殼單元；能源設(shè)備、飛控和圖傳鏈路等載荷設(shè)備作為負(fù)載以質(zhì)量單元模擬。結(jié)構(gòu)總重為15.5 kg。

圖2 系留型多旋翼飛行器有限元模型

該旋翼飛行器各接頭采用鋁合金7075，支撐臂、起落架、中心架等均采用三維編織T300碳纖維復(fù)合材料。使用的各種材料的參數(shù)如表1所示。

表1 旋翼無人飛行器所用材料的力學(xué)參數(shù)

2.2 邊界條件的確定[7]

旋翼飛行器在飛行過程中處于完全自由的狀態(tài)，存在剛體運動，結(jié)構(gòu)處于靜力不平衡狀態(tài)。因此，用有限元對其進(jìn)行靜力學(xué)分析時，存在約束不足的問題。在實際處理時，可對該結(jié)構(gòu)施加相應(yīng)的慣性載荷，將之轉(zhuǎn)化為準(zhǔn)靜態(tài)問題，進(jìn)而施加約束于剛體運動自由度。本文利用慣性釋放(Inertia relief)法，在飛行器上自動施加慣性載荷以保證結(jié)構(gòu)的受力平衡。

3 力學(xué)仿真結(jié)果及分析

3.1 旋翼升力與自重作用下的仿真分析

該旋翼無人飛行器工作時，旋翼單軸最大升力為8 kg(電機(jī)功率為1.2 kW，短時工作10 min)。考慮最大升力及結(jié)構(gòu)的自重時，該旋翼飛行器結(jié)構(gòu)的應(yīng)力云圖及變形云圖如圖3所示。

圖3 旋翼升力與自重作用下的應(yīng)力云圖及變形云圖

仿真結(jié)果總結(jié)見表2。旋翼無人飛行器的最大變形(0.62 mm)位于螺旋槳處。鋁合金結(jié)構(gòu)的最大應(yīng)力為40.15 MPa，位于任務(wù)載荷連接框與系留纜繩連接桿間連接孔處；復(fù)合材料結(jié)構(gòu)最大應(yīng)力為24.44 MPa，位于中心架的安裝孔處。結(jié)構(gòu)的變形和應(yīng)力均較小，具有較高的安全裕度，不會發(fā)生破壞。

表2中安全裕度計算公式為

式中：MS為安全裕度；σs為最大許用應(yīng)力；σmax為計算得到的最大應(yīng)力；f為安全系數(shù)，本文取1.5。

3.2 旋翼升力與風(fēng)載荷作用下的仿真分析

作用于該飛行器上的風(fēng)載荷用下列公式表示：

F=CvqA

式中：q為動壓，與空氣密度有關(guān)，標(biāo)準(zhǔn)大氣壓下，溫度在15 ℃時，空氣密度ρ為0.125 kg·s2/m4，此時q=0.5ρv2；Cv為風(fēng)力系數(shù)，對于平板取值1.0，圓柱狀取值0.5；A為結(jié)構(gòu)的特征面積，按照結(jié)構(gòu)的有效迎風(fēng)投影面積取值；v為風(fēng)速，按照總體設(shè)計要求，取8 m/s?？紤]最大旋翼升力及風(fēng)載荷同時作用，該旋翼飛行器結(jié)構(gòu)的應(yīng)力云圖及變形云圖如圖4所示。

圖4 旋翼升力與風(fēng)載作用下的應(yīng)力云圖及變形云圖

仿真結(jié)果總結(jié)見表2。旋翼無人機(jī)的最大變形(0.64 mm)位于螺旋槳處。鋁合金結(jié)構(gòu)的最大應(yīng)力為40.8 MPa，位于任務(wù)載荷連接框與系留纜繩連接桿間的連接孔處；復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的最大應(yīng)力為31.51 MPa，位于中心架的安裝孔處。由于風(fēng)載較小，結(jié)構(gòu)的變形和應(yīng)力均較小，具有較高的安全裕度，不會發(fā)生破壞。

3.3 降落工況的力學(xué)仿真分析

旋翼飛行器降落時，可能承受沖擊和碰撞，如果結(jié)構(gòu)設(shè)計不合理，結(jié)構(gòu)就會破損。因此需要評估結(jié)構(gòu)在降落沖擊后其強(qiáng)度是否滿足設(shè)計要求。

本文基于瞬態(tài)動力學(xué)分析理論，對該飛行器的動態(tài)降落進(jìn)行了力學(xué)仿真。瞬態(tài)動力學(xué)分析(亦稱時間歷程分析)是一種用于確定結(jié)構(gòu)承受任意隨時間變化的載荷時的動力學(xué)響應(yīng)的方法[8-9]，其求解的基本運動方程如下：

根據(jù)總體設(shè)計要求，旋翼無人機(jī)在沖擊地面時的瞬時沖擊速度為1 m/s。調(diào)用Abaqus/Explicit模塊進(jìn)行計算，得到在降落沖擊過程中無人機(jī)結(jié)構(gòu)最危險時刻的應(yīng)力云圖，如圖5所示。

圖5 降落過程中無人機(jī)結(jié)構(gòu)最危險時刻的應(yīng)力云圖(觸地速度為1 m/s)

仿真結(jié)果總結(jié)見表2。無人機(jī)在降落過程中，危險區(qū)域在連接起落架與中心架的接頭上，最大應(yīng)力為329 MPa；復(fù)合材料結(jié)構(gòu)最大應(yīng)力出現(xiàn)在中心架的安裝孔處，最大應(yīng)力為207 MPa。結(jié)構(gòu)的安全裕度均大于0，不會發(fā)生破壞。

表2 旋翼無人飛行器各工況下的最大應(yīng)力及變形

4 結(jié)束語

本文利用有限元分析軟件Abaqus，建立了某系留型四旋翼無人飛行器的力學(xué)仿真模型，對其結(jié)構(gòu)設(shè)計進(jìn)行了仿真驗證。主要研究在旋翼升力、風(fēng)載荷以及降落沖擊工況下結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度和剛度響應(yīng)，得到了對應(yīng)的安全裕度數(shù)據(jù)。計算結(jié)果表明，該旋翼無人飛行器的結(jié)構(gòu)設(shè)計滿足總體設(shè)計要求。

在結(jié)構(gòu)設(shè)計階段采用仿真技術(shù)對產(chǎn)品進(jìn)行仿真，可以使設(shè)計者更好地理解其力學(xué)特性，在設(shè)計階段即可預(yù)知設(shè)計缺陷，并加以改進(jìn)。這樣不僅能夠保證設(shè)計產(chǎn)品的質(zhì)量，而且大大縮短了產(chǎn)品的研發(fā)周期，降低了研發(fā)成本。

[1] 唐亮, 徐慶九. 海軍傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)技術(shù)和發(fā)展優(yōu)勢綜述[J]. 科技資訊, 2012(28): 73-75.

[2] 李占科, 宋筆鋒, 宋海龍. 微型飛行器的研究現(xiàn)狀及其關(guān)鍵技術(shù)[J]. 飛行力學(xué), 2003, 21(4): 1-4.

[3] 王芳, 李春華, 徐國華. 無人傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器的技術(shù)特點分析[C]//中國無人機(jī)大會會議論文集. 北京: 航空 工業(yè)出版社, 2006: 37-143.

[4] MEHRA R K, PRASANTH R K, BENNETT R L, et al. Model predictive design for XV-15 tilt rotor flight control[C]//American Institute of Aeronautics and Astronautics, Guidance, Navigation, and Control and Exhibit. Montreal: American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2001: 1-11.

[5] 鐘佳朋. 四旋翼無人機(jī)的導(dǎo)航與控制[D]. 哈爾濱: 哈爾濱工業(yè)大學(xué), 2010.

[6] HANFORD S D, LONG L N, HORN J F. A Small Semi-autonomous Rotary-wing Unmanned Air Vehicle (UAV)[D]. University of Pennsylvania, 2005.

[7] 陳召濤, 孫秦. 慣性釋放在飛行器靜氣動彈性仿真中的應(yīng)用[J]. 飛行力學(xué), 2008, 26(5): 71-74.

[8] 劉永輝, 張銀. 基于有限元分析的洗衣機(jī)跌落沖擊仿真及改進(jìn)設(shè)計[J]. 振動與沖擊, 2011, 30(2): 164-166.

[9] 莊茁, 張帆, 岑松, 等. ABAQUS非線性有限元分析與實例[M]. 北京: 科學(xué)出版社, 2005.

吳文志(1984-)，男，博士，工程師，主要研究方向為軍用電子設(shè)備的力學(xué)仿真與測試。

Mechanical Simulation Analysis of a Quad-rotor Unmanned Aerial Vehicle

WU Wen-zhi，WU Bing，ZHOU Xing，ZHANG Ping，CHENG Lin

(The38thResearchInstituteofCETC,Hefei230088,China)

Rotor unmanned aerial vehicle (UAV) has wide applications in military and civil fields due to its merits such as vertical taking off and landing, hovering ability, good maneuverability and simplified structure. In this paper the mechanical simulation model of a quad-rotor UAV is established. Based on the model, the strength and stiffness responses of the UAV structure under the conditions of rotor lift, wind load and landing impact are analyzed and the corresponding contours of deformation and stress are obtained. The results show that the structure design of this UAV satisfies the requirements of system design.

quad-rotor UAV; mechanical simulation; rotor lift; wind load; transient dynamics

2015-11-13

V250.3

A

1008-5300(2016)01-0052-03