正X機(jī)身四旋翼太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

摘 要：設(shè)計(jì)了一款正X機(jī)身的四旋翼復(fù)合材料太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)?；诹鞴恬詈戏椒ǚ謩e分析該型無(wú)人機(jī)各組件的氣動(dòng)特性、強(qiáng)度特性和失穩(wěn)特性，并結(jié)合3D-DIC方法開(kāi)展碳纖維桿件結(jié)構(gòu)靜力學(xué)試驗(yàn)。結(jié)果表明：搭載光伏組件可有效提升四旋翼無(wú)人機(jī)的穩(wěn)定懸停時(shí)間；在額定工況下，機(jī)身所受載荷不會(huì)隨著飛行角度發(fā)生較大變化；在垂直飛行時(shí)，其載荷集中在中心區(qū)域；通過(guò)屈曲分析得到無(wú)人機(jī)的最大爬升速度為4 m/s，此時(shí)，泡沫板、主梁和太陽(yáng)電池均滿足強(qiáng)度要求；仿真結(jié)果與靜力學(xué)試驗(yàn)結(jié)果的相對(duì)誤差為15%，可滿足工程設(shè)計(jì)的要求。

關(guān)鍵詞：太陽(yáng)能；無(wú)人機(jī)；碳纖維；流固耦合；結(jié)構(gòu)強(qiáng)度；非接觸測(cè)量

中圖分類(lèi)號(hào)：V272 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

DOI：10.19912/j.0254-0096.tynxb.2023-0500

文章編號(hào)：0254-0096（2024）08-0295-09

沈陽(yáng)航空航天大學(xué)航空發(fā)動(dòng)機(jī)學(xué)院，沈陽(yáng) 110136

0 引 言

旋翼無(wú)人機(jī)具有空中懸停、垂直起降、無(wú)需助飛等特點(diǎn)［1］，被廣泛應(yīng)用于野外偵察、農(nóng)業(yè)灌溉等，在無(wú)人機(jī)行業(yè)中具有廣闊的應(yīng)用前景。目前旋翼無(wú)人機(jī)發(fā)展的主要方向有兩個(gè)：一是提升續(xù)航能力；二是在保證強(qiáng)度的同時(shí)盡可能減輕其質(zhì)量。

在提升續(xù)航能力方面，Jarrah等［2］指出有限的續(xù)航時(shí)間極大地限制了旋翼無(wú)人機(jī)的發(fā)展，并提出一種雙動(dòng)力方案來(lái)提升旋翼無(wú)人機(jī)續(xù)航能力；申良等［3］提出太陽(yáng)能的使用能有效地提高四旋翼無(wú)人飛行器的飛行時(shí)間；徐偉誠(chéng)等［4］提出太陽(yáng)能是一種“取之不盡用之不竭”的優(yōu)質(zhì)能源，將其搭載在旋翼無(wú)人機(jī)上可有效提高航時(shí)。保證強(qiáng)度同時(shí)減輕質(zhì)量最常用的方法是增加復(fù)合材料結(jié)構(gòu)占比，沈斌等［5］將復(fù)合材料應(yīng)用到無(wú)人機(jī)制作當(dāng)中，并分析復(fù)合材料強(qiáng)度對(duì)無(wú)人機(jī)性能的影響；蔣克躍等［6］指出碳纖維具有強(qiáng)度高、質(zhì)量輕等優(yōu)點(diǎn)，使用碳纖維材料制作無(wú)人機(jī)，可在保證無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的同時(shí)極大減輕機(jī)身質(zhì)量；馮琨程等［7］也指出使用復(fù)合材料代替?zhèn)鹘y(tǒng)材料可有效降低無(wú)人機(jī)質(zhì)量。但目前國(guó)內(nèi)外對(duì)旋翼無(wú)人機(jī)的研究較少，針對(duì)太陽(yáng)能旋翼無(wú)人機(jī)大多只考慮材料減重和續(xù)航，缺乏面向結(jié)構(gòu)可靠性的系統(tǒng)性設(shè)計(jì)及評(píng)估方法。

本文針對(duì)太陽(yáng)能旋翼無(wú)人機(jī)的可靠性要求，對(duì)復(fù)合材料太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)進(jìn)行總體設(shè)計(jì)。通過(guò)建立無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)的有限元分析模型，對(duì)無(wú)人機(jī)主梁、泡沫板和光伏組件進(jìn)行剛度、強(qiáng)度和穩(wěn)定性分析。結(jié)合3D-DIC方法［8］進(jìn)行桿件結(jié)構(gòu)靜力學(xué)試驗(yàn)，并完成無(wú)人機(jī)的組裝和試飛。本研究可為四旋翼太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)研究提供理論支撐。

1 無(wú)人機(jī)總體設(shè)計(jì)

1.1 設(shè)計(jì)要求

正X型機(jī)身結(jié)構(gòu)具有飛行穩(wěn)定性強(qiáng)、振動(dòng)幅度小、控制性能較好等優(yōu)點(diǎn)，被廣泛應(yīng)用于多旋翼無(wú)人機(jī)的設(shè)計(jì)中［9］。本文選用正X型機(jī)身結(jié)構(gòu)，依據(jù)工程經(jīng)驗(yàn)，參考《多旋翼無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)與控制》并結(jié)合阮永井等［10］驗(yàn)證的相關(guān)參數(shù)，給出無(wú)人機(jī)主要設(shè)計(jì)要求，如表1所示。

1.2 總體設(shè)計(jì)

本文設(shè)計(jì)的無(wú)人機(jī)是一種質(zhì)量輕、結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、強(qiáng)度可靠、可長(zhǎng)時(shí)間飛行的太陽(yáng)能旋翼無(wú)人機(jī)，其總體設(shè)計(jì)步驟如圖1所示。下文將對(duì)各設(shè)計(jì)環(huán)節(jié)進(jìn)行具體討論。

1.3 確定光伏組件發(fā)電功率及尺寸

根據(jù)無(wú)人機(jī)的設(shè)計(jì)要求（表1），可知質(zhì)量不大于4 kg。功率預(yù)估主要由質(zhì)量決定，具體流程如圖2所示。

利用北航開(kāi)發(fā)程序進(jìn)行有關(guān)計(jì)算［11］，參考旋翼動(dòng)力學(xué)模型［12］和現(xiàn)有的太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)各項(xiàng)性能指標(biāo)，選定電機(jī)型號(hào)為MN5008，槳葉型號(hào)為P17×5.8×CF，該型電機(jī)的力效如表2所示。

如表2所示，在50%油門(mén)點(diǎn)時(shí)，單軸拉力可達(dá)到10.58 N，對(duì)應(yīng)功率為100 W。此時(shí)，可認(rèn)為400 W的總功率可使總質(zhì)量為4232 g的四軸無(wú)人機(jī)維持穩(wěn)定懸停。考慮到實(shí)際飛行工況和環(huán)境的影響，無(wú)人機(jī)穩(wěn)定懸停所需的最小功率會(huì)有所增加。根據(jù)表1中對(duì)無(wú)人機(jī)的設(shè)計(jì)要求，本文將維持標(biāo)準(zhǔn)4 kg四旋翼無(wú)人機(jī)穩(wěn)定懸停所需的最小功率（[Pe]，單位W）近似取為400 W。則該型電機(jī)使任意質(zhì)量≤4 kg的四軸無(wú)人機(jī)穩(wěn)定懸停所需的最小功率可使用式（1）進(jìn)行估算。

[P=mxmePe] （1）

式中：[mx]——任意質(zhì)量≤4 kg的四軸無(wú)人機(jī)質(zhì)量，kg；[me]——設(shè)計(jì)質(zhì)量，取4 kg。

本文選用的太陽(yáng)電池尺寸為1.2 m×1.2 m，單位面積質(zhì)量為500 g/m2，由式（1）可得太陽(yáng)電池的總發(fā)電功率應(yīng)大于108 W才能滿足對(duì)航時(shí)的正向提升。在理想條件下，單位面積太陽(yáng)電池的轉(zhuǎn)化效率為20%［13］，實(shí)際上，太陽(yáng)電池的轉(zhuǎn)化效率通常為15%～18%。而無(wú)人機(jī)飛行過(guò)程還將受到實(shí)際太陽(yáng)輻照度和飛行工況等影響，轉(zhuǎn)化效率較理論值會(huì)有所下降［14］，按理想數(shù)值進(jìn)行估算驗(yàn)證，準(zhǔn)確度較低。但測(cè)量實(shí)際轉(zhuǎn)化率較為困難，為此本文直接對(duì)實(shí)際情況下太陽(yáng)能發(fā)電功率進(jìn)行測(cè)量，以9月沈陽(yáng)晴天為例，在空曠無(wú)遮擋空地進(jìn)行多時(shí)段測(cè)量。由于旋翼無(wú)人機(jī)飛行過(guò)程多為水平懸?；蛐〗嵌葍A斜，為此測(cè)量時(shí)主要進(jìn)行水平角度測(cè)量，測(cè)量工具選用MPPT功率追蹤器，如圖3所示。測(cè)得不同時(shí)間太陽(yáng)能發(fā)電功率，如表3所示。而測(cè)量時(shí)間選在09：00—18：00，每時(shí)段隨機(jī)選取3個(gè)時(shí)刻作為測(cè)量點(diǎn)。

由表3可知當(dāng)日的太陽(yáng)能發(fā)電功率（不同時(shí)段3次測(cè)量結(jié)果的平均值）的變化范圍為131.2～268.9 W；全部時(shí)段發(fā)電功率的平均值為204 W（大于108 W）。測(cè)量結(jié)果說(shuō)明白天大多數(shù)時(shí)刻，安裝太陽(yáng)電池對(duì)無(wú)人機(jī)續(xù)航有正向提升作用。

為此可認(rèn)為無(wú)人機(jī)的面積為1.44 m2（包括太陽(yáng)電池及四周封邊等）可行。無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)上需安裝電子設(shè)備、電機(jī)、起落架和螺旋槳等必要組件。因此，保留光伏組件和螺旋槳等位置，設(shè)計(jì)軸距為2 m。

1.4 確定設(shè)計(jì)模型及材料參數(shù)

通過(guò)solidwork軟件繪制無(wú)人機(jī)的設(shè)計(jì)模型，如圖4所示。無(wú)人機(jī)的主要零部件包括：主梁、次梁、封裝板和機(jī)匣。各結(jié)構(gòu)的主要材料分別為：碳纖維（型號(hào)為：T300 CFRP）、PVC泡沫和聚乙烯，如表4和表5所示［15］。主梁和次梁的長(zhǎng)度分別為1.0和1.2 m。材料選擇截面寬度和高度均為10 mm的碳纖維空心桿。在機(jī)匣處采用3D打印件（材料為聚乙烯）提高抗扭剛度。

1.5 確定續(xù)航時(shí)間

根據(jù)MN5008型電機(jī)對(duì)電壓的要求及常用的電池規(guī)格（4、6和12 s），本文選用容量為5000 mAh（電池電能[E]為111 W·h）的12 s電池，對(duì)應(yīng)電壓為42～50.4 V。根據(jù)無(wú)人機(jī)的面積、光伏組件的單位面積質(zhì)量和主要零件質(zhì)量可求得搭載/未搭載太陽(yáng)電池時(shí)，無(wú)人機(jī)的質(zhì)量分別為2.7和2.0 kg。結(jié)合表2和式（1），未搭載太陽(yáng)電池時(shí)，穩(wěn)定懸停時(shí)間計(jì)算公式為：

[t=E·mePe·m1] （2）

式中：[m1]——未搭載太陽(yáng)電池時(shí)無(wú)人機(jī)的質(zhì)量，kg。由式（1）和式（2）可知未搭載太陽(yáng)電池時(shí)，維持穩(wěn)定懸停所需的最小功率為200 W，無(wú)人機(jī)的續(xù)航時(shí)間為33.3 min。實(shí)際飛行的續(xù)航時(shí)間取決于起飛時(shí)間和后續(xù)時(shí)段的太陽(yáng)輻照度。根據(jù)能量守恒定律，在無(wú)人機(jī)穩(wěn)定懸停飛行條件下，太陽(yáng)電池發(fā)電功率與電池電能的關(guān)系為：

[E=i=1nm2mePe-Piti] （3）

式中：[m2]——搭載太陽(yáng)電池后的質(zhì)量，kg；[Pi]——時(shí)段平均太陽(yáng)電池發(fā)電功率，W，如表3所示（[P1]為09：00消耗功率，以此類(lèi)推）；[ti]——各時(shí)段實(shí)際續(xù)航時(shí)間，[ti≤1;n≤9]。總續(xù)航時(shí)間的計(jì)算公式為：

[ta=i+ti-1] （4）

由式（4）可計(jì)算出不同時(shí)段起飛時(shí)，太陽(yáng)能四旋翼無(wú)人機(jī)的穩(wěn)定懸停續(xù)航時(shí)間，如圖5所示?？芍?，搭載太陽(yáng)電池后無(wú)人機(jī)續(xù)航時(shí)間為48.0～258.7 min，較未安裝太陽(yáng)電池時(shí)，無(wú)人機(jī)的續(xù)航時(shí)間提升14.7～225.4 min。

2 氣動(dòng)分析

由前面可知，理論計(jì)算結(jié)果表明，增裝太陽(yáng)電池將有效提升續(xù)航時(shí)間。本節(jié)將對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行氣動(dòng)分析，從而計(jì)算結(jié)構(gòu)的可靠性。

2.1 模型及網(wǎng)格

本文采用Fluent進(jìn)行氣動(dòng)特性和載荷分析。在氣動(dòng)仿真中，湍流模型選擇k-ε Realizable模型，對(duì)流項(xiàng)的離散方法為一階迎風(fēng)，最高精度取二階［16］。計(jì)算時(shí)迭代次數(shù)設(shè)置為1000，收斂判據(jù)為殘差達(dá)到10?6。

無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)按最大氣動(dòng)載荷進(jìn)行設(shè)計(jì)。計(jì)算時(shí)，將無(wú)人機(jī)在爬升過(guò)程中的氣動(dòng)載荷和重力載荷作為主要載荷條件。并通過(guò)mesh模塊進(jìn)行網(wǎng)格劃分，網(wǎng)格模型如圖6所示。流體網(wǎng)格采用非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，網(wǎng)格的節(jié)點(diǎn)數(shù)為179萬(wàn)；固體網(wǎng)格采用混合網(wǎng)格，節(jié)點(diǎn)數(shù)為4.6萬(wàn)。流體及固體域網(wǎng)格均已通過(guò)網(wǎng)格無(wú)關(guān)性測(cè)試。

在設(shè)計(jì)工況下，預(yù)定無(wú)人機(jī)的最大爬升速率。并定義氣體域進(jìn)口為速度進(jìn)口，氣體流速為最大爬升速率，出口對(duì)于進(jìn)口的相對(duì)壓強(qiáng)為0 Pa。固體模型采用靜態(tài)結(jié)構(gòu)分析模塊，設(shè)置主梁末端連接電機(jī)的端面為固定約束面。結(jié)構(gòu)分析時(shí)，將氣體域壁面靜壓導(dǎo)入結(jié)構(gòu)分析模塊中對(duì)應(yīng)的光伏組件表面。設(shè)置重力加速度為9.8 m/s2，方向?yàn)閇Y]軸負(fù)方向。針對(duì)不同飛行角度，本文通過(guò)改變進(jìn)氣方向?qū)崿F(xiàn)等效研究，從而得到不同飛行角度下的氣動(dòng)仿真模型。

2.2 爬升阻力分析

通過(guò)Fluent計(jì)算可得到不同角度下無(wú)人機(jī)側(cè)面壓力云圖，如圖7所示。

高壓力載荷主要集中在無(wú)人機(jī)板材的中部，隨著飛行角度的變化，高壓區(qū)向一側(cè)傾斜。當(dāng)飛行速度較小時(shí)（上升速度為5 m/s），壓力分布以每5°傾角為一個(gè)區(qū)間發(fā)生改變。飛行角度為0°～5°時(shí)壓力載荷分布類(lèi)似，從傾角為10°開(kāi)始，壓力載荷向傾斜方向集中。氣動(dòng)仿真結(jié)果表明，無(wú)人機(jī)受到的載荷大小并不會(huì)隨飛行角度的變化發(fā)生較大變化。在5 m/s升速條件下，無(wú)人機(jī)所受最大壓力載荷為17.45 Pa。通過(guò)對(duì)無(wú)人機(jī)表面壓力分布進(jìn)行積分可得，無(wú)人機(jī)飛行過(guò)程中的爬升阻力為28 N。由于爬升阻力受無(wú)人機(jī)飛行傾角的影響較小，故本文僅考慮垂直爬升（傾角為0°）時(shí)的速度進(jìn)行升阻力分析。

不同爬升速度下的爬升阻力如圖8所示。爬升速度與升阻力呈現(xiàn)非線性關(guān)系，在升速大于5 m/s時(shí)，爬升阻力快速增加。與傳統(tǒng)的X型布局四旋翼無(wú)人機(jī)的框架式結(jié)構(gòu)不同，太陽(yáng)能旋翼無(wú)人機(jī)中心為實(shí)心結(jié)構(gòu)，氣動(dòng)特性較差。當(dāng)爬升速度較大時(shí)，無(wú)人機(jī)邊緣處將出現(xiàn)較強(qiáng)的渦流，較易造成機(jī)身振動(dòng)或失穩(wěn)，這也增加了控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)難度。因此，無(wú)人機(jī)的爬升速度必須控制在較低的范圍內(nèi)。下文將從結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的角度最終確定最大設(shè)計(jì)爬升速度。

3 有限元分析與校核

為考核無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)的可靠性，需對(duì)無(wú)人機(jī)的關(guān)鍵組件進(jìn)行強(qiáng)度分析和屈曲分析。為此本文參考文獻(xiàn)［17］，對(duì)無(wú)人機(jī)進(jìn)行靜力學(xué)分析和穩(wěn)定性分析，并基于非接觸應(yīng)變測(cè)量方法對(duì)無(wú)人機(jī)主梁進(jìn)行靜力學(xué)試驗(yàn)，以驗(yàn)證仿真方法的準(zhǔn)確性。

3.1 復(fù)合材料CFRP建模

主梁采用碳纖維復(fù)合材料鋪設(shè)制成，結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和鋪層方向如圖9所示。為計(jì)算碳纖維桿件的形變，采用了ANSYS的ACP復(fù)合材料模塊進(jìn)行建模。碳纖維鋪層規(guī)則為單層鋪層由兩層碳纖維材料組成，鋪層方向分別為0°和90°，鋪層數(shù)為5［18］。碳纖維材料的厚度為0.1 mm，故單層鋪層厚度為0.2 mm，總厚度為1 mm。鋪層方向?yàn)楦鱾€(gè)面的內(nèi)法線方向。碳纖維桿件和其他結(jié)構(gòu)的接觸部分采用綁定單元，單元的計(jì)算方法為罰函數(shù)法。

3.2 結(jié)構(gòu)強(qiáng)度分析

3.2.1 機(jī)體強(qiáng)度校核

強(qiáng)度是指在外力作用下，材料抵抗斷裂破壞能力大小的力學(xué)指標(biāo)。在拉伸、壓縮條件下，試件破壞時(shí)的極限強(qiáng)度為[σb]［19］，表達(dá)式為：

[σb=FSb≥σmax] （5）

式中：[F]——物體受到的載荷，N；[Sb]——試樣原始橫截面積，m2；[σmax]——受到物理的極限應(yīng)力，Pa。對(duì)于機(jī)體強(qiáng)度檢驗(yàn)，主要需校核碳纖維桿件和封裝版。碳纖維的抗拉極限為1600～2300 MPa，PVC泡沫的抗壓極限為0.15 MPa。

通過(guò)ANSYS計(jì)算不同速度下PVC泡沫板應(yīng)力，結(jié)果如表6所示，可知當(dāng)速度大于5 m/s時(shí)，其所受應(yīng)力超過(guò)PVC泡沫板最大承受極限0.15 MPa。對(duì)于封裝板，PVC泡沫板不符合最大爬升速度時(shí)強(qiáng)度極限，解決方法為降低無(wú)人機(jī)的爬升速度。

本文設(shè)計(jì)的無(wú)人機(jī)碳纖維桿件分為兩種，其一為封裝板邊緣的次梁，其二為X型無(wú)人機(jī)的主梁，主梁和次梁各4根。無(wú)人機(jī)5 m/s爬升速度下，兩種桿件的最大應(yīng)力云圖如圖10所示。其中，主梁最大等效應(yīng)力為38 MPa，次梁最大等效應(yīng)力為15 MPa。主梁應(yīng)力遠(yuǎn)大于次梁，說(shuō)明主梁更易發(fā)生破壞。進(jìn)一步提取不同速度下主梁的主應(yīng)力計(jì)算結(jié)果如圖11所示。隨著爬升速度的增加，主梁所承受的載荷逐漸變大，最大為249 MPa，該結(jié)果遠(yuǎn)低于材料的抗拉極限，說(shuō)明主梁的強(qiáng)度能滿足設(shè)計(jì)要求。由仿真結(jié)果可知，無(wú)人機(jī)的碳纖維桿件符合要求，預(yù)定條件可行。

3.2.2 光伏組件強(qiáng)度校核

無(wú)人機(jī)在高速飛行時(shí)載荷較大，除PVC泡沫板外，光伏組件強(qiáng)度也需校核。其力學(xué)性能參數(shù)如表7［17］所示。

光伏組件的主應(yīng)力仿真結(jié)果如圖12所示。由圖12可知，電池受力較大點(diǎn)位于靠近電機(jī)邊緣處，在最大飛行狀態(tài)下應(yīng)力為2.96 MPa。該值小于其最大強(qiáng)度極限（26.50 MPa），強(qiáng)度符合設(shè)計(jì)要求。

3.3 結(jié)構(gòu)失穩(wěn)分析

考慮到太陽(yáng)電池的輸出功率較低，需較輕的機(jī)身自重，本文多數(shù)連接結(jié)構(gòu)均采用細(xì)長(zhǎng)桿件作為支撐。在受到外力載荷時(shí)，桿件還可能因自身變形導(dǎo)致整體結(jié)構(gòu)發(fā)生較大的非線性幾何變形，導(dǎo)致機(jī)身結(jié)構(gòu)失穩(wěn)。由于PVC泡沫板和光伏組件均為脆性材料，其發(fā)生細(xì)微變形時(shí)候即被破壞。為了校核機(jī)身在不同爬升速度下的穩(wěn)定性，本文針對(duì)桿件結(jié)構(gòu)進(jìn)行穩(wěn)定性分析。穩(wěn)定性分析的原理是當(dāng)氣動(dòng)載荷超過(guò)歐拉臨界力時(shí)，材料內(nèi)部抵抗力與外力達(dá)到不穩(wěn)定平衡狀態(tài)，變形開(kāi)始急劇增長(zhǎng)，其二階彎矩疊加影響從而導(dǎo)致構(gòu)件破壞［17，20］。臨界壓力由歐拉公式可得：

[σcr=FcrA=π2Ul（μl）2A=π2Eλ2] （6）

式中：[Fcr]——最大失穩(wěn)臨界載荷，N；[U]——彈性模量，MPa；[λ=μl/i]——柔度（長(zhǎng)細(xì)比）?；贏NSYS進(jìn)行屈曲分析時(shí)，將氣動(dòng)力等效為單位載荷的面力（[Fs]），作用面為機(jī)身的上表面。通過(guò)計(jì)算屈曲系數(shù)（特征值[K]），可得到[Fcr]。其表達(dá)式為：

[Fcr=K·Fs] （7）

在主梁末端端面為固定約束面的條件下，計(jì)算得到無(wú)人機(jī)主梁的一階屈曲系數(shù)為25，屈曲模態(tài)如圖13所示。由圖8可知，5 m/s飛行狀態(tài)下無(wú)人機(jī)的爬升阻力為27.7 N，已超過(guò)25 N的失穩(wěn)臨界載荷，因此該工況下無(wú)人機(jī)不滿足穩(wěn)定性要求。結(jié)合前文PVC泡沫板也在該速度下失效，無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)工況應(yīng)降低最大爬升速度。

通過(guò)ANSYS進(jìn)一步計(jì)算無(wú)人機(jī)的爬升阻力和各部分應(yīng)力，得到失穩(wěn)臨界載荷對(duì)應(yīng)的升速為4.7 m/s?？紤]到無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)需一定的裕度，且無(wú)人機(jī)爬升時(shí)不僅受氣動(dòng)力，還有自身重力，因此機(jī)動(dòng)性可能進(jìn)一步減弱，最終取無(wú)人的設(shè)計(jì)速度為4 m/s，此時(shí)，無(wú)人機(jī)爬升阻力為17.7 N。該速度下，計(jì)算得到碳纖維桿件的最大應(yīng)力為29.3 MPa，光伏組件的最大應(yīng)力為0.3 MPa，PVC泡沫板的最大應(yīng)力為0.0554 MPa。

3.4 靜力試驗(yàn)及誤差分析

經(jīng)過(guò)仿真分析可知，4 m/s的爬升速度下，無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)滿足強(qiáng)度要求和穩(wěn)定性要求，考慮到復(fù)合材料模型為各向異性，結(jié)果的準(zhǔn)確性有待于進(jìn)一步的驗(yàn)證。本文引入非接觸應(yīng)變測(cè)量方法（3D-DIC）對(duì)碳纖維桿件的有限元計(jì)算結(jié)果進(jìn)行試驗(yàn)評(píng)估。3D-DIC法是一種使用兩臺(tái)攝像機(jī)進(jìn)行拍攝，通過(guò)攝像機(jī)與被測(cè)物體的垂直距離從而計(jì)算被測(cè)物體的三維結(jié)構(gòu)的表面位移和應(yīng)變分布的方法［21］。3D-DIC法的原理是通過(guò)追蹤被測(cè)物體上的一個(gè)像素點(diǎn)運(yùn)動(dòng)，然后圈出一定的區(qū)域，并用圖像相干算法尋找移動(dòng)后相似程度最大的區(qū)域，以此獲得被測(cè)物體各方向位移量，還原結(jié)構(gòu)變形。3D-DIC算法主要包括一階形狀函數(shù)（描述子集之間的變形）和零均值歸一化最小平方距離相關(guān)函數(shù)（Znsds）［22］。

無(wú)人機(jī)飛行過(guò)程中碳纖維桿件受力為非均布載荷，試驗(yàn)條件下難以準(zhǔn)確加載。由圖11可知，無(wú)人機(jī)主梁的應(yīng)力分布與懸臂梁的應(yīng)力分布接近。因此，本文設(shè)計(jì)了如圖14所示的懸臂梁結(jié)構(gòu)進(jìn)行非接觸應(yīng)變測(cè)量，測(cè)量現(xiàn)場(chǎng)如圖15所示。

本文采用GOM公司的ARAMIS型測(cè)量頭，應(yīng)變測(cè)量精度可達(dá)50個(gè)微應(yīng)變。測(cè)量頭的標(biāo)定范圍為22 mm×19 mm，采集過(guò)程為準(zhǔn)靜態(tài)。試驗(yàn)通過(guò)臺(tái)鉗對(duì)碳纖維桿施加固定約束，通過(guò)增加端部砝碼的質(zhì)量來(lái)模擬不同爬升速度下的氣動(dòng)載荷。試驗(yàn)中，初始砝碼重為50 g，每增加50 g砝碼進(jìn)行一次應(yīng)變結(jié)果采集。為了完成數(shù)字圖像系統(tǒng)對(duì)試樣位移的捕捉，在應(yīng)變測(cè)量前需進(jìn)行散斑制作。本文采用噴嘴口徑為0.18 mm的精密?chē)姽P，得到散斑式樣。圖像中，散斑大小約等于7±2像素的平均自相關(guān)半徑，通過(guò)GOM所提供的測(cè)試軟件對(duì)散斑質(zhì)量進(jìn)行評(píng)估，評(píng)估質(zhì)量等級(jí)為優(yōu)。

不同配重下測(cè)試區(qū)的主應(yīng)變分布的試驗(yàn)結(jié)果如圖16所示?？芍?，測(cè)試區(qū)的應(yīng)變分布較均勻，說(shuō)明測(cè)試區(qū)域的應(yīng)變分布梯度較小。在配重達(dá)到300 g時(shí)，測(cè)試區(qū)最大應(yīng)變達(dá)到0.065%。提取測(cè)試區(qū)不同測(cè)點(diǎn)的應(yīng)變值與仿真所得最大應(yīng)變結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，如圖17所示。

本文簡(jiǎn)化了模型，轉(zhuǎn)化后最大頂端載荷約為31.9 g。在初始載荷下由于材料結(jié)構(gòu)存在空隙等原因，最大相對(duì)誤差為21%。當(dāng)載荷大于100 g時(shí)，相對(duì)誤差小于15%。由于復(fù)合材料本身的復(fù)雜性及制作工藝的分散性，計(jì)算誤差在15%以內(nèi)可滿足工程設(shè)計(jì)的要求［23］。

4 結(jié) 論

本文基于流體力學(xué)和有限元方法設(shè)計(jì)一種正X型機(jī)身的太陽(yáng)能四旋翼無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)，并結(jié)合3D-DIC方法對(duì)碳纖維桿件的仿真方法進(jìn)行了驗(yàn)證，主要結(jié)論如下：

1）搭載太陽(yáng)電池時(shí)平均發(fā)電功率為204 W，其對(duì)續(xù)航時(shí)間影響隨著實(shí)際輻照度而改變，估算無(wú)人機(jī)穩(wěn)定懸停的續(xù)航時(shí)間為48.0～258.7 min，較未安裝太陽(yáng)電池時(shí)提升14.7～225.4 min。

2）在額定工況下，機(jī)身所受載荷不會(huì)隨飛行角度發(fā)生較大變化，無(wú)人機(jī)失穩(wěn)的臨界載荷為25 N，將無(wú)人機(jī)爬升速率限制在4 m/s時(shí)，封裝板、主梁、次梁和光伏組件均可滿足強(qiáng)度要求。

3）碳纖維桿件靜力的測(cè)試結(jié)果與仿真值的相對(duì)誤差在15％以內(nèi)，驗(yàn)證了本文所述太陽(yáng)能旋翼無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及分析方法的有效性。

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STRUCTURAL DESIGN OF FOUR-ROTOR UNMANNED AERIAL

VEHICLE WITH POSITIVE X-SHAPED BODY

Liu Yufan，Guan Peng，Ma Jun，F(xiàn)an Wenyan，Xu Boming

（School of Aero-engine， Shenyang Aerospace University， Shenyang 110136， China）

Abstract：A four-rotor composite solar powered unmanned aerial vehicle （UAV） with a positive X-shaped body was designed. The aerodynamic characteristics， strength characteristics， and instability characteristics of each component of the UAV were analyzed using fluid-structure coupling method， and static tests of the carbon fiber rod were conducted using non-contact measurement method. The results show that carrying solar cells can effectively increase the stable hovering time of the UAV. Under the rated conditions， the load on the body does not change significantly with the flight angle， and when flying vertically， the load is concentrated in the central region of the UAV. The maximum climbing speed of the UAV is 4 m/s which is obtained through buckling analysis， and at this speed， the foam board， main beam， and solar cells all meet the strength requirements. The relative error between the simulation results and the static test results is 15%， which can meet the requirements of engineering design.

Keywords：solar energy； UAV； carbon fiber； fluid-structure coupling； structural strength； non-contact measurement