基于H型翼梁的無(wú)人機(jī)整體尾段的設(shè)計(jì)與分析

王曉東，姜其用，張成成

摘要針對(duì)某型無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)總體方案針對(duì)尾段結(jié)構(gòu)提出的減重及降低綜合成本的優(yōu)化目標(biāo)，本文基于復(fù)合材料“整體化”設(shè)計(jì)及翼身融合布局設(shè)計(jì)的新概念，設(shè)計(jì)了一種基于H型翼梁的將平尾、尾罩翼身融合一體的無(wú)人機(jī)整體尾段結(jié)構(gòu)。在7 g過(guò)載、5°側(cè)滑角兩種飛行工況下對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行了有限元分析，結(jié)果顯示整體尾部的強(qiáng)度安全系數(shù)高達(dá)1.5倍以上。研究結(jié)果表明，整體式尾段結(jié)構(gòu)達(dá)成了結(jié)構(gòu)減重30 %、綜合成本降低30 %以上的設(shè)計(jì)指標(biāo)，并具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、重量輕、載荷傳遞效率高等優(yōu)勢(shì)，滿足了無(wú)人機(jī)輕量化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的需求，并為類似結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)提供了可靠有效的參考。

關(guān)鍵詞“整體化”設(shè)計(jì)；翼身融合；H型翼梁；整體尾段；有限元分析

Design and Analysis of Integrated Tail Segment of UAV?Based on H-shaped Wing Spar

WANG Xiaodong， JIANG Qiyong， ZHANG Chengcheng

（Nanjing Reasearch Institute on Simulation Technique， Nanjing 210016）

ABSTRACTAiming at the optimization objectives of weight reduction and comprehensive cost reduction for the tail segment structure proposed in the general design scheme of a certain type of UAV， based on the new concept of composite material integrated design and wing-body fusion layout design， this paper designs an overall tail segment structure of the UAV based on H-shaped wing SPAR， which integrates the flat tail and tail cover wing body into one. The finite element analysis of the structure under two flight conditions of 7 g overload and 5° sideslip Angle shows that the strength safety factor of the whole tail is more than 1.5 times. The research results show that the integral tail segment structure can achieve the design index of 30 % weight reduction and more than 30 % overall cost reduction， and has the advantages of simple structure， light weight and high load transfer efficiency， which well meets the needs of lightweight structure design of UAVs， and provides a reliable and effective reference for the design of similar structures.

KEYWORDSintegration design; wing body fusion;? H-shaped wing spar; integral tail segment; finite element analysis

1引言

先進(jìn)復(fù)合材料是20世紀(jì)60年代崛起的一種新材料，一經(jīng)問(wèn)世就顯示了強(qiáng)大的生命力。飛機(jī)由于使用條件的特殊性，減輕結(jié)構(gòu)重量、提升結(jié)構(gòu)性能一直是其結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)研究和發(fā)展的主題，而先進(jìn)復(fù)合材料具有比強(qiáng)度、比模量高、性能可設(shè)計(jì)和易于整體成型等諸多優(yōu)勢(shì)［1］。隨著技術(shù)的發(fā)展，先進(jìn)復(fù)合材料在飛機(jī)結(jié)構(gòu)中的應(yīng)用越來(lái)越廣泛，有效地減輕了飛機(jī)結(jié)構(gòu)的重量，延長(zhǎng)了結(jié)構(gòu)的疲勞壽命。因此，提高先進(jìn)復(fù)合材料的應(yīng)用比例是提高飛機(jī)性能的重要途徑，已成為衡量飛機(jī)結(jié)構(gòu)先進(jìn)性的重要指標(biāo)之一。復(fù)合材料“整體化”設(shè)計(jì)概念是復(fù)合材料結(jié)構(gòu)創(chuàng)新設(shè)計(jì)的重要方向之一，力求充分利用復(fù)合材料的加工特點(diǎn)和不斷創(chuàng)新的工藝方法，提高復(fù)合材料整體化程度。復(fù)合材料整體化設(shè)概念的實(shí)現(xiàn)途徑主要有六種，其中“研制翼身融合整體件”就是這六種實(shí)現(xiàn)途徑之一 ［1］。

翼身融合設(shè)計(jì)屬于飛機(jī)總體布局新概念設(shè)計(jì)范疇，其具有重量小、氣動(dòng)效率高、有效裝載空間大、飛行效率高等優(yōu)點(diǎn)［2］。此外國(guó)內(nèi)外多項(xiàng)設(shè)計(jì)實(shí)踐均證明翼身融合設(shè)計(jì)在降低飛機(jī)RCS、提高飛機(jī)隱身性能方面也發(fā)揮了重要作用。因此，翼身融合設(shè)計(jì)概念在飛機(jī)設(shè)計(jì)中得到越來(lái)越廣泛的重視和應(yīng)用。不過(guò)當(dāng)前的翼身融合設(shè)計(jì)更多常見(jiàn)于機(jī)翼、機(jī)身的一體設(shè)計(jì)，而尾翼、尾罩在飛機(jī)結(jié)構(gòu)中一般仍設(shè)計(jì)為獨(dú)立的部件，通過(guò)接頭耳叉等機(jī)構(gòu)與機(jī)身裝配連接［3-4］。由于接頭耳叉等連接結(jié)構(gòu)的存在，不利于飛機(jī)結(jié)構(gòu)減重，還導(dǎo)致尾翼裝配協(xié)調(diào)路線復(fù)雜化，需要通過(guò)設(shè)計(jì)型架或?qū)Ｓ霉ぱb協(xié)調(diào)裝配，從而增加了產(chǎn)品成本。根據(jù)某型無(wú)人機(jī)在總體方案中分配的結(jié)構(gòu)重量及強(qiáng)度設(shè)計(jì)指標(biāo)，對(duì)比傳統(tǒng)裝配式尾段結(jié)構(gòu)的評(píng)估重量，需要實(shí)現(xiàn)減重30? %以上的目標(biāo)，同時(shí)又提出尾段綜合成本降低不低于30 %的經(jīng)濟(jì)性指標(biāo)，這對(duì)于結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提出了嚴(yán)峻的挑戰(zhàn)。受到孫曉博、姜震宇等人對(duì)復(fù)合材料工字梁相關(guān)研究成果的啟發(fā)［5-6］，筆者注意到復(fù)合材料工字梁結(jié)構(gòu)在強(qiáng)度設(shè)計(jì)方面的巨大優(yōu)勢(shì)，段新躍、劉望子等人對(duì)復(fù)合材料工字型梁成型工藝及實(shí)現(xiàn)進(jìn)行了仿真研究，這些研究結(jié)果均充分論證了復(fù)合材料工字梁的工藝可行性［7-8］。而復(fù)合材料低生產(chǎn)成本的設(shè)計(jì)及實(shí)現(xiàn)，充分表明了復(fù)合材料通過(guò)合理的設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)，是降低結(jié)構(gòu)綜合成本的有效途徑［9］。

本文從復(fù)合材料“整體化”設(shè)計(jì)及翼身融合布局設(shè)計(jì)的新概念出發(fā)，在某型無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)實(shí)踐中創(chuàng)造性地提出并設(shè)計(jì)了一種H型翼梁的尾翼與尾罩翼身一體設(shè)計(jì)的整體式尾段結(jié)構(gòu)，取消了尾翼與機(jī)身的連接設(shè)計(jì)，尾部相關(guān)結(jié)構(gòu)減重達(dá)30 %以上，簡(jiǎn)化了尾翼的裝配協(xié)調(diào)路線，無(wú)需設(shè)計(jì)尾翼裝配型架或工裝，有效降低了該型無(wú)人機(jī)尾段的初始及重復(fù)成本；H型翼梁的設(shè)計(jì)簡(jiǎn)化了尾翼內(nèi)部結(jié)構(gòu)、優(yōu)化了翼梁的傳力路線，提高了尾翼的載荷傳遞效率。在7 g過(guò)載、5°側(cè)滑角兩種飛行工況下對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行了有限元分析，結(jié)果顯示整體尾部的強(qiáng)度安全系數(shù)高達(dá)1.5倍以上。因此，相比傳統(tǒng)的通過(guò)接頭將尾罩、平尾相連接的“裝配式”尾段結(jié)構(gòu)，整體式尾段結(jié)構(gòu)具有結(jié)構(gòu)更簡(jiǎn)單、重量更輕、載荷傳遞效率更高、成本更低等優(yōu)勢(shì)，能更好地滿足無(wú)人機(jī)輕量化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的需求，并為類似結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)提供了可靠有效的參考。

2基于H型翼梁的翼身一體整體尾段的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

方宜武［10］對(duì)復(fù)合材料機(jī)翼翼梁的制造及應(yīng)用概況做了比較系統(tǒng)的論述，介紹的正弦波型“工”與本文H型翼梁結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)上有一定的相似之處，該文所述“工”字梁采用RTM成型工藝或真空輔助成型的技術(shù)路線，對(duì)設(shè)備投入要求較高，國(guó)內(nèi)復(fù)雜形狀零件RTM成型工藝不夠成熟、技術(shù)門檻和成本都比較高，不符合某型無(wú)人機(jī)的定位和國(guó)內(nèi)的技術(shù)現(xiàn)狀。因此，結(jié)合設(shè)計(jì)需求和技術(shù)現(xiàn)狀，本文提出了基于H型翼梁的翼身一體整體尾段結(jié)構(gòu)。

基于H型翼梁的翼身一體整體尾段采用翼身融合布局設(shè)計(jì)概念，將尾翼段 （本文為平尾）與機(jī)身段（本文為尾罩）設(shè)計(jì)為翼身一體結(jié)構(gòu)，整體尾翼的內(nèi)部設(shè)計(jì)H型復(fù)合材料翼梁結(jié)構(gòu)增強(qiáng)，翼梁沿翼展方向貫穿整個(gè)尾翼段及機(jī)身段，其總體結(jié)構(gòu)如圖1所示。

整體尾段及其內(nèi)部的H型翼梁以尾翼翼型的翼弦線為分離面，分為上、下兩部分帶帽型筋的翼身一體尾段板件，H型翼梁沿尾翼的翼展方向貫穿整個(gè)尾翼段及機(jī)身段，在尾翼翼根處分離并加強(qiáng)設(shè)計(jì)，翼身一體的整體尾段結(jié)構(gòu)沿尾翼翼展方向的剖面如圖2所示。

整體尾段在H型翼梁加強(qiáng)區(qū)域由翼梁殼體、外形蒙皮、夾芯等組成，其中翼梁殼體在尾翼段的剖面形狀為H型結(jié)構(gòu)在機(jī)身段的剖面為Ω型帽型筋結(jié)構(gòu)，翼梁殼體與外形蒙皮之間均用夾芯填充，翼身一體的整體尾段在尾翼段、機(jī)身段的剖面分別如圖3、圖4所示。

如上文所述，首先將整體尾段的帶帽型筋的翼身一體上、下板件分別在成形模具中共固化成型，然后在尾段的合攏模具中將上、下板件合攏成整體尾段，如圖5所示。需要注意的是，膠接面分為前緣合攏膠接面、后緣合攏膠接面、H型翼梁合攏膠接面共3個(gè)區(qū)域均需膠接牢固（注：參考圖3）。

3基于H型翼梁的翼身一體整體尾段的有限元分析

3.1有限元建模

通過(guò)應(yīng)用ANSYS對(duì)外形蒙皮、H翼梁殼體等片狀結(jié)構(gòu)采用SHELL 181單元進(jìn)行網(wǎng)格劃分，實(shí)體結(jié)構(gòu)（如：機(jī)身框架、垂尾安裝框和垂尾骨架等）采用SOLID 45進(jìn)行網(wǎng)格劃分，螺栓連接處采用MPC綁定連接，蒙皮與框架之間采用MPC單元綁定連接［11］。整體模型如圖6所示（注：計(jì)算模型包含垂尾、機(jī)身框架結(jié)構(gòu)等完全狀態(tài)，取對(duì)稱一側(cè)）。

3.2計(jì)算工況介紹

某型無(wú)人機(jī)屬于亞音速大機(jī)動(dòng)無(wú)人機(jī)，本文取極限飛行工況進(jìn)行強(qiáng)度分析，有兩種工況：工況1∶7 g過(guò)載狀態(tài)；工況21∶5°側(cè)滑角狀態(tài)。根據(jù)設(shè)計(jì)論證及飛行試驗(yàn)要求，該無(wú)人機(jī)在兩種工況下的氣動(dòng)載荷分布情況如圖7及表1、表2所示。

3.3材料設(shè)置

根據(jù)材料手冊(cè)［12］和該型無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)材料選型報(bào)告，翼身一體整體尾部結(jié)構(gòu)所采用的材料屬性如表3所示。

3.4計(jì)算結(jié)果及分析

基于以上設(shè)定，采用ANSYS對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行有限元靜力仿真計(jì)算，得出翼身一體尾段結(jié)構(gòu)在工況1的應(yīng)力云圖和變形云圖如圖8所示，特別地針對(duì)復(fù)合材料蒙皮以及H型翼梁進(jìn)行有限元分析，得出復(fù)合材料蒙皮及H翼梁結(jié)構(gòu)在工況1的縱向、橫向及面內(nèi)剪切的應(yīng)力云圖如圖9、圖10所示。

翼身一體尾段結(jié)構(gòu)在工況1載荷情況下的應(yīng)力云圖和變形云圖如圖11所示，特別地針對(duì)復(fù)合材料蒙皮以及H型翼梁的進(jìn)行有限元分析，得出復(fù)合材料蒙皮及H翼梁結(jié)構(gòu)在工況2在和情況下的X向、Y向及XY向的應(yīng)力云圖如圖12、圖13所示。

由圖8可以看出，工況1載荷條件下：最大變形出現(xiàn)在平尾翼尖，最大變形為3.41 mm。最大應(yīng)力出現(xiàn)在垂尾安裝框1螺紋孔處，最大應(yīng)力為73.26 MPa；從圖11可以看到，工況2載荷條件下：最大變形出現(xiàn)在垂尾翼尖，最大變形為5.05 mm。最大應(yīng)力出現(xiàn)在垂尾安裝接頭的耳片根部，最大應(yīng)力為203.40 MPa。根據(jù)圖9、圖10及圖12、圖13的計(jì)算結(jié)果，對(duì)翼身融合整體尾段及H型翼梁殼體復(fù)合材料零部件進(jìn)行蔡-吳張量理論分析 ［13］，當(dāng)安全系數(shù)為1.5時(shí)，復(fù)合材料各部位均滿足強(qiáng)度要求。計(jì)算結(jié)果表明，兩種工況下的最大應(yīng)力均出現(xiàn)在翼身一體整體尾部結(jié)構(gòu)之外的垂尾安裝接頭之處，而垂尾及其安裝接頭并非翼身一體尾段的構(gòu)成部分，而是傳統(tǒng)的單獨(dú)成型裝配結(jié)構(gòu)，翼身一體尾段本身的應(yīng)力水平處于比較低值且均布的狀態(tài)。這也證明了取消平尾安裝接頭采用平尾、尾罩翼身一體設(shè)計(jì)大幅降低了結(jié)構(gòu)的應(yīng)力水平，充分體現(xiàn)了復(fù)合材料結(jié)構(gòu)整體化設(shè)計(jì)和成型的優(yōu)勢(shì)所在。

4結(jié)語(yǔ)

（1）本文設(shè)計(jì)了一種新型的基于H型翼梁的尾翼與尾罩翼身一體設(shè)計(jì)的整體式尾段結(jié)構(gòu)，具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、重量輕、載荷傳遞效率高等優(yōu)勢(shì)，達(dá)成了某型無(wú)人機(jī)尾部結(jié)構(gòu)的減重30? %的指標(biāo)要求；

（2）通過(guò)有限元計(jì)算并結(jié)合蔡吳張量理論分析得出，在7 g過(guò)載及5°側(cè)滑角兩種極限工況下，整體尾部各部結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度安全系數(shù)高達(dá)1.5以上，復(fù)合材料翼身一體設(shè)計(jì)的尾段結(jié)構(gòu)本身應(yīng)力水平處于低值且均布狀態(tài)；

（3）相較于傳統(tǒng)的通過(guò)接頭將尾罩、尾翼相連接的裝配式尾段結(jié)構(gòu)，復(fù)合材料整體式尾段結(jié)構(gòu)取消了尾翼與機(jī)身的連接設(shè)計(jì)，采用低成本設(shè)計(jì)和制造實(shí)現(xiàn)，在后續(xù)的批生產(chǎn)中經(jīng)過(guò)驗(yàn)證，達(dá)成了某型無(wú)人機(jī)尾部結(jié)構(gòu)綜合成本降低30? %的目標(biāo)，并為類似結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)提供了可靠有效的參考。

參 考 文 獻(xiàn)

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