基于ANSYS熱分析的某型無人機(jī)翼身融合機(jī)身一體化復(fù)材板件成型模具的設(shè)計(jì)

姜其用，盧大海

(南京模擬技術(shù)研究所，江蘇 南京 210016)

0 引言

無人機(jī)是當(dāng)前航空工業(yè)的熱門領(lǐng)域和重要發(fā)展方向之一，無人機(jī)的隱身化、高機(jī)動(dòng)性、整體化是其重要的發(fā)展趨勢(shì)。翼身融合結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)是實(shí)現(xiàn)無人機(jī)隱身化目標(biāo)的最重要方法之一，同時(shí)也滿足了機(jī)身結(jié)構(gòu)整體化的要求，減少了無人機(jī)零件數(shù)量和結(jié)構(gòu)裝配連接[1]。當(dāng)前，國內(nèi)外采用全翼身融合結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的典型無人機(jī)有美國X-47B、RQ-170，法國的“神經(jīng)元”無人機(jī)以及我國的“利劍”隱身無人機(jī)等。這類翼身融合無人機(jī)的機(jī)身結(jié)構(gòu)均采用一體化復(fù)材整體板件成型，因此，研究翼身融合結(jié)構(gòu)一體化整體機(jī)身復(fù)材板件成型模具的設(shè)計(jì)具有重要的意義和技術(shù)價(jià)值。

某新型無人機(jī)采用翼身融合結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，其整個(gè)機(jī)身外形由一體化成型的上、下復(fù)材板件構(gòu)成，內(nèi)部由全復(fù)材結(jié)構(gòu)的骨架支撐，機(jī)身總體上是一個(gè)硬殼式全復(fù)材結(jié)構(gòu)。其中一體化成型的整體機(jī)身上、下板件的制造是整個(gè)機(jī)身結(jié)構(gòu)的技術(shù)關(guān)鍵點(diǎn)，本文選擇其中最具有代表性也最復(fù)雜的機(jī)身上板件作為研究對(duì)象，結(jié)合ANSYS有限元熱變形分析，對(duì)其成型模具的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及熱補(bǔ)償條件判定方法進(jìn)行了系統(tǒng)的研究和闡述，為此類翼身融合一體化整體復(fù)材板件成型模具的設(shè)計(jì)提供了思路、方法和重要參考。

1 基于ANSYS熱變形分析的復(fù)材成型模具設(shè)計(jì)方法

傳統(tǒng)的模具設(shè)計(jì)方法一般都是從產(chǎn)品結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和工藝方案出發(fā)，經(jīng)歷總體方案設(shè)計(jì)、詳細(xì)設(shè)計(jì)及評(píng)審、出圖直到模具投產(chǎn)等階段，這種設(shè)計(jì)方法較依賴模具設(shè)計(jì)師的經(jīng)驗(yàn)，而且具有一定的盲目性[2]?；贏NSYS有限元熱變形分析的復(fù)材成型模具設(shè)計(jì)方法與傳統(tǒng)模具設(shè)計(jì)方法的主要區(qū)別就是加入了ANSYS熱變形分析環(huán)節(jié)，根據(jù)熱變形分析結(jié)果并結(jié)合產(chǎn)品結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、工藝方法等要素綜合評(píng)估是否需要進(jìn)行熱變形補(bǔ)償設(shè)計(jì)，達(dá)到提高產(chǎn)品成型的精度和質(zhì)量的要求，同時(shí)模具設(shè)計(jì)的精準(zhǔn)度也大大提高，減少了模具設(shè)計(jì)對(duì)經(jīng)驗(yàn)的依賴和盲目性。圖1是這種基于ANSYS熱變形分析的復(fù)材成型模具設(shè)計(jì)思路的總體流程圖。

圖1 基于熱變形分析的模具設(shè)計(jì)總體思路示意圖

2 某型無人機(jī)翼身融合機(jī)身一體化復(fù)材上板件成型模具的設(shè)計(jì)

某型無人機(jī)機(jī)身上板件采用全翼身融合結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，機(jī)身結(jié)構(gòu)復(fù)雜，曲率大，集成了大深度的傘艙盒體結(jié)構(gòu)，其成型模具的設(shè)計(jì)是無人機(jī)翼身融合機(jī)身板件類結(jié)構(gòu)件成型模具的典型代表，本文以此為例對(duì)此類模具的設(shè)計(jì)進(jìn)行研究分析。

2.1 翼身融合機(jī)身上板件結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)簡介

某型無人機(jī)機(jī)身上板件的機(jī)翼和機(jī)身部分高度融合，過度區(qū)域曲面復(fù)雜、曲率大。由于翼身融合的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，板件面積比較大，縱向和橫向尺寸幾乎接近，總體類似于一個(gè)對(duì)稱的三角形結(jié)構(gòu)。板件由主體部分和用于對(duì)接合攏的翻邊條組成，并集成了一個(gè)大深度的傘艙盒體結(jié)構(gòu)，板件由T300級(jí)碳纖維預(yù)浸布鋪貼固化而成。

2.2 成型工藝的簡介

上板件成型工藝采用熱壓罐手糊成型工藝，模具采用凹模成型，保證產(chǎn)品的氣動(dòng)外形。板件主體在主成型模板上鋪貼，傘艙部位比較獨(dú)特，單獨(dú)在傘艙盒體成型模具上完成鋪貼，然后與板件主體模具合模，合模后整理傘艙盒體與板件主體的搭接面，然后送入熱壓罐，設(shè)定合適的固化參數(shù)，完成上板件的共固化成型。成型工藝方案總流程如圖2。

圖2 某型無人機(jī)機(jī)身上板件成型工藝方案示意圖

2.3 成型模具的總體方案設(shè)計(jì)

基于成型工藝方案的要求，成型模具采用蛋框式焊接結(jié)構(gòu)，主要包括：主體成型模板、傘艙盒體成型模塊組件、翻邊成型模板及模架等[3]。主體成型模板是按飛機(jī)外形設(shè)計(jì)的等厚度曲面型板，模板由Q345鋼制造。模架由12 mm厚Q345A鋼板焊接而成。傘艙盒體部分的成型模塊組件由Q345鋼加工，并進(jìn)行適當(dāng)分塊。翻邊成型模板也采用Q345A鋼制造。上板件成型模具的總體效果如圖3。

圖3 成型模具總體效果圖

2.4 主體成型模板的設(shè)計(jì)

主體成型模板是機(jī)身板件外形主體部分的成型模板，按照飛機(jī)的氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)，成型模板總體上是一個(gè)厚度約為15 mm的等厚度鋼制模板，傳熱均勻。在鴨翼舵機(jī)安裝口蓋及機(jī)身各口蓋安裝的下陷區(qū)域設(shè)計(jì)成型模板，各口蓋下陷成型模板用螺釘和圓柱銷在主模板上固定后可拆卸。在傘艙盒體位置相應(yīng)區(qū)域開2個(gè)圓柱銷孔，用于傘艙盒體成型模塊的定位。按照產(chǎn)品外形、口蓋外形等在模板上設(shè)計(jì)各刻線。如圖4所示。

圖4 主體成型模板結(jié)構(gòu)示意圖

3 模具的ANSYS熱變形分析及變形補(bǔ)償條件判定

利用ANSYS有限元軟件，通過對(duì)模具三維數(shù)模進(jìn)行離散化處理、施加載荷(包括邊界條件載荷、面載荷及體載荷等)、輸入材料特性等過程分析模具的熱變形情況。限于篇幅，ANSYS具體分析過程本文從略。本文側(cè)重基于ANSYS的分析結(jié)果，結(jié)合制件結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和工藝要求等因素，對(duì)變形補(bǔ)償條件進(jìn)行判定。

基于ANSYS溫度場(chǎng)分析的補(bǔ)償設(shè)計(jì)分為熱分布補(bǔ)償和熱變形補(bǔ)償，前者基于溫度分布云圖，對(duì)溫度分布偏差較大的區(qū)域厚度進(jìn)行修正；后者基于熱變形云圖，針對(duì)變形較大區(qū)域按變形的方向進(jìn)行曲面修正設(shè)計(jì)。

3.1 熱變形分析結(jié)果

通過ANSYS軟件，基于熱壓罐成型工藝中的環(huán)境溫度曲線(由工藝參數(shù)控制，如圖5)，本文主要計(jì)算了成型模具在熱壓罐中溫度變化情況、溫度分布狀態(tài)及熱變形量等。分析結(jié)果如圖6-圖9所示。

圖5 環(huán)境溫度曲線

圖6 模具在熱壓罐中的實(shí)時(shí)溫度曲線

圖9 模具保溫結(jié)束時(shí)位移(熱變形)云圖

3.2 變形補(bǔ)償條件判定

基于ANSYS熱變形分析結(jié)果，綜合考慮產(chǎn)品結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、產(chǎn)品裝配要求及工藝要求等各要素，需要判定模具是否需要針對(duì)溫度分布狀態(tài)、熱變形狀態(tài)進(jìn)行相應(yīng)的補(bǔ)償設(shè)計(jì)，如表1。

表1 基于ANSYS的模具變形補(bǔ)償條件判定表

本文所討論的某機(jī)型機(jī)身上板件成型模具的變形補(bǔ)償條件判定如下：

1)從圖7、圖8、圖9可知，模具在整個(gè)溫度階段分布差別不大(溫差的最大值為10 ℃)，溫度整體分布比較均勻，符合工藝要求。判定結(jié)論：不需要熱分布補(bǔ)償。

2)從圖9可以得知模具的熱變形分布狀態(tài)，模具在整個(gè)溫度階段的位移值呈遞增趨勢(shì)，保溫階段結(jié)束時(shí)在模具尾翼端部出現(xiàn)最大位移2.926 mm，變形趨勢(shì)主要是沿著長度方向(Z方向)進(jìn)行膨脹伸長。其中，X方向(橫向)最大變形量為1.434 mm，Z方向(長度方向)的最大變形值2.867 mm，這兩個(gè)方向的變形均可以通過產(chǎn)品刻線修正來補(bǔ)償此膨脹量，且產(chǎn)品有切邊修整等后處理操作，因此對(duì)產(chǎn)品尺寸影響不大；而Y方向(豎直方向)的最大變形值為0.553 mm，這個(gè)方向的變形會(huì)引起制件機(jī)翼上反角的變化，但是考慮到板件的橫向尺寸長達(dá)2 m多，且板件剛度也比較低，合攏時(shí)適當(dāng)?shù)膹?qiáng)制裝配帶來的裝配應(yīng)力并不明顯，因而此方向的變形可忽略不計(jì)。判定結(jié)論：不需要熱變形補(bǔ)償。

4 結(jié)束語

本文系統(tǒng)分析了典型的翼身融合無人機(jī)機(jī)身一體化復(fù)材板件成型模具的設(shè)計(jì)方法，在具體設(shè)計(jì)實(shí)例的基礎(chǔ)上，基于ANSYS有限元熱分析結(jié)果，對(duì)模具的熱變形補(bǔ)償條件進(jìn)行了綜合判定，明確指出了模具是否需要進(jìn)行熱變形補(bǔ)償?shù)脑O(shè)計(jì)。

基于ANSYS熱變形分析的復(fù)材成型模具設(shè)計(jì)方法，減輕了模具設(shè)計(jì)對(duì)于設(shè)計(jì)師經(jīng)驗(yàn)的依賴，降低了模具設(shè)計(jì)的盲目性，提高了模具設(shè)計(jì)的精準(zhǔn)度和產(chǎn)品成型質(zhì)量，為此類翼身融合無人機(jī)的機(jī)身一體化復(fù)材制件成型模具的快速設(shè)計(jì)提供了有價(jià)值的參考，對(duì)于縮短此類無人機(jī)的研發(fā)周期、降低研制成本具有重要的技術(shù)意義和經(jīng)濟(jì)意義。