某高載荷大后掠無人機復(fù)合材料機翼結(jié)構(gòu)設(shè)計與試驗驗證

陳 剛，王校培，宋 軍，唐軍軍，沈浩杰

（南京模擬技術(shù)研究所，南京 210016）

無人機作為空中力量的一員，具有無人員傷亡、使用限制少、隱蔽性好、效費比高等特點，在軍事、民用和科學研究領(lǐng)域的地位和作用日漸突出［1］。先進復(fù)合材料具有比強度高、比模量大、可設(shè)計性強、耐疲勞性、耐腐蝕性好的優(yōu)點［2?3］，已經(jīng)廣泛應(yīng)用于無人機次承力結(jié)構(gòu)甚至主承力結(jié)構(gòu)中，取得了顯著的減重效果并提升了整體性能。機翼作為無人機上的主要承力部件之一，其設(shè)計技術(shù)一直是國內(nèi)外研究的重點，大量學者針對復(fù)合材料機翼進行了探索研究［4?7］。

羅楚養(yǎng)等［8?9］采用多級優(yōu)化方法設(shè)計并制造了蒙皮?夾芯、蒙皮?加筋、C 型梁、工字梁4 種結(jié)構(gòu)形式的機翼，探索了整體成型技術(shù)在復(fù)合材料機翼上的可行性，并通過有限元分析與三點彎曲試驗對優(yōu)選設(shè)計方案進行了強度驗證。胡江波等［10］針對給定外形的機翼模型和加載方式，結(jié)合有限元計算、工藝性分析與加載試驗，對比了3 種機翼結(jié)構(gòu)方案的承載效率與破壞形式，得到了高載荷質(zhì)量比的直梁式機翼模型。白江波等［11］采用石蠟芯模輔助氣囊法成型技術(shù)，設(shè)計并制備了空心的整體蒙皮寬筋加強復(fù)合材料機翼，通過有限元分析與力學測試得到了承載效率與機翼幾何尺寸的關(guān)系，并確定了最優(yōu)結(jié)構(gòu)尺寸與復(fù)合材料纖維鋪層厚度。為盡可能提高全復(fù)合材料機翼的有效載荷與機翼質(zhì)量之比，劉振東等［12］建立了有效預(yù)測全復(fù)合材料機翼破壞載荷的有限元模擬方法，以載荷質(zhì)量比作為衡量機翼結(jié)構(gòu)優(yōu)劣的指標，設(shè)計并改進機翼結(jié)構(gòu)布局形式，獲得了具有較高承載效率的全復(fù)合材料機翼。

眾多文獻［13?19］中的研究工作主要針對速度低、翼型厚、承受載荷小的平直機翼，隨著無人機向高速、大機動、隱身發(fā)展，作為主要承力結(jié)構(gòu)的機翼具有翼型薄、載荷高、后掠角大的特點，傳統(tǒng)的機翼結(jié)構(gòu)無法滿足剛度、重量要求。

本文針對某型高速、大機動無人機給定的機翼外形，采用單閉式矩形梁復(fù)合材料機翼結(jié)構(gòu)設(shè)計，通過有限元分析和靜力試驗，驗證了機翼設(shè)計與工藝的合理性，其強度、剛度、有效載荷與機翼質(zhì)量之比都超出傳統(tǒng)的無人機機翼，為未來更高性能復(fù)合材料機翼的設(shè)計提供依據(jù)。

1 機翼結(jié)構(gòu)設(shè)計

典型的機翼結(jié)構(gòu)有薄蒙皮單、雙梁式機翼、厚蒙皮多梁（多腹板）式機翼、單塊式機翼與混合式機翼。決定機翼結(jié)構(gòu)型式的兩個重要設(shè)計參數(shù)為相對載荷和有效高度比。一般來說，機翼相對載荷較大、相對厚度較小時，多采用多腹板式；相對載荷較大、相對厚度亦較大時，多采用單塊式；相對載荷較小，相對厚度較大時，多采用梁式。

某型無人機機翼相對厚度小、后掠角大，相對彎矩、扭矩和集中力大，按照傳統(tǒng)機翼結(jié)構(gòu)型式，宜選用多腹板式或單塊式機翼結(jié)構(gòu)。但是，由于機翼尺寸較小，較多的腹板或長桁等縱向結(jié)構(gòu)加工復(fù)雜，連接質(zhì)量難以控制。本文設(shè)計了一種單閉室矩形梁式復(fù)合材料機翼結(jié)構(gòu)布局，該機翼主要由中央翼骨架、上蒙皮、下蒙皮、單閉室矩形梁、翼肋以及副翼組成，如圖1 所示。

圖1 復(fù)合材料機翼結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Structure diagram of composite wings

中央翼骨架與矩形梁間采用預(yù)埋形式成型，材料選用TC4 材料。矩形梁上、下緣條承擔機翼總體彎矩造成的軸向力，腹板承擔機翼的剪力，矩形梁的閉室傳遞機翼的大部分扭矩，梁內(nèi)填充的泡沫起到提高機翼整體穩(wěn)定性的作用。結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖2 矩形梁結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2 Structure diagram of rectangular beams

機翼前后緣分別布置了一定數(shù)量的翼肋，如圖3 所示。翼根設(shè)置加強肋，承擔后掠的彎矩分量；副翼翼肋為加強肋，對副翼的傳載路徑進行加強；其余翼肋起到傳遞蒙皮受到的氣動載荷，以及提高蒙皮穩(wěn)定性的作用。結(jié)構(gòu)根部加強肋與前后緣翼肋均采用復(fù)合材料，副翼加強肋采用硬鋁合金。

圖3 翼肋布置示意圖Fig.3 Distribution of wing ribs

副翼結(jié)構(gòu)如圖4 所示，副翼由2A12 金屬骨架與復(fù)合材料蒙皮組成，空隙區(qū)域用聚氨酯泡沫修形填充。副翼與機翼間的連接通過副翼短軸及轉(zhuǎn)軸實現(xiàn)，用軸套保證副翼與副翼轉(zhuǎn)軸間的連接可靠性。

圖4 副翼結(jié)構(gòu)示意圖Fig.4 Structure diagram of aileron

機翼的主要材料有復(fù)合材料雙向布、單向布、金屬材料等，各材料的基本力學性能參數(shù)分別如表1、2 所示。

表1 機翼金屬材料的基本力學性能參數(shù)Table 1 Basic mechanical property parameters of wing metal materials

表2 機翼復(fù)合材料的基本力學性能參數(shù)Table 2 Basic mechanical property parameters of wing composite materials

2 有限元分析

2.1 模型處理

在CATIA 中建立的結(jié)構(gòu)三維模型，以stp 格式導(dǎo)入Hypermesh 軟件中進行前處理，去除不影響有限元分析的微小部件如倒角、小孔等。復(fù)合材料制件采用shell 單元模擬，部分金屬組件采用solid單元模擬，副翼轉(zhuǎn)軸采用beam 單元模擬，采用共結(jié)點和MPC 剛性單元的方式處理組件之間的連接。由于機翼為對稱結(jié)構(gòu)，為減少計算周期，取機翼1/2 模型進行仿真分析?；谕ㄓ糜邢拊浖嗀N?SYS 建立的有限元模型如圖5 所示。

圖5 機翼結(jié)構(gòu)有限元模型Fig.5 Finite element model of wing structure

2.2 氣動載荷

無人機做高速大機動飛行時機翼氣動載荷由CFD 計算給出。為了能夠較準確地施加氣動載荷，在氣動計算時，對機翼表面的加載區(qū)域進行劃分。弦向方向?qū)C翼過渡段均分為兩部分，將外機翼段均分為3 部分；展向方向?qū)⑼鈾C翼段均分為5部分，總計劃分15 個區(qū)域，如圖6 所示。

圖6 機翼氣動載荷分區(qū)示意圖Fig.6 Partition plan of pneumatic load

將CFD 計算的機翼表面氣動載荷分配至每個區(qū)域內(nèi)，得到各劃分區(qū)域的最大氣動力數(shù)值，如表3 所示。

表3 機翼各劃分區(qū)域的最大氣動力數(shù)值Table 3 Maximum aerodynamic load of each zone

2.3 邊界條件

機翼通過根部連接孔用螺栓與機身連接，建模選取左半機翼，故在機翼對稱面處施加對稱位移約束。矩形梁式機翼通過螺栓與機身進行連接，故在距離機翼對稱面150 mm 梁腹板的位置，約束垂直于展向的兩個平移自由度以及沿展向的轉(zhuǎn)動自由度。

2.4 失效判據(jù)

本文研究的無人機機翼由金屬與復(fù)合材料構(gòu)成。金屬材料為各向同性材料，故本文采用von?Mises 失效準則作為金屬材料失效判據(jù)，具體表達式為

式中σb為金屬的屈服強度。

對于復(fù)合材料層合板，T700 復(fù)合材料為雙向布，T800 復(fù)合材料為單向布，采用彈性本構(gòu)進行仿真分析。在進行損傷分析時，復(fù)合材料一般被認為是橫觀各向同性材料，可采用Tsai?Wu 準則作為復(fù)材層的失效判據(jù)，其張量形式的表達式為

2.5 有限元分析結(jié)果

在ANSYS 中，對建立的機翼有限元模型進行靜力分析，數(shù)值計算結(jié)果分別如圖7～11 所示。

圖7 機翼整體位移云圖Fig.7 Displacement nephogram of whole wing

圖8 機翼中央翼骨架應(yīng)力云圖Fig.8 Stress nephogram of central skeleton

圖9 機翼蒙皮應(yīng)力云圖（X 方向）Fig.9 Stress nephogram of skin (X-direction)

圖10 矩形梁應(yīng)力云圖（X 方向）Fig.10 Stress nephogram of rectangular beams (X-direction)

圖11 機翼翼肋應(yīng)力云圖（X 方向）Fig.11 Stress nephogram of wing ribs (X-direction)

表4 各部件安全系數(shù)Table 4 Safety coefficient of each part

3 靜力試驗驗證

3.1 試驗準備

為了驗證有限元仿真的準確性，進行了機翼靜力驗證試驗。靜力試驗使用的試驗件在制造完成后，經(jīng)無損檢測手段確定成型質(zhì)量滿足機翼設(shè)計要求，模型與有限元分析模型一致。機翼為整體式結(jié)構(gòu)，前后梁上預(yù)留有安裝孔，故通過螺釘固定在安裝支架上，安裝支架固定在承力框架上，安裝示意如圖12 所示。

機翼靜力試驗采用粘貼帆布帶和四級杠桿分布式加載，末端杠桿與機翼間采用帆布帶膠接連接。機翼表面測點布置如圖13 所示。中央翼位置布置4 枚應(yīng)變花，用于監(jiān)測機翼根部的應(yīng)變情況。左右機翼表面沿著弦向各布置5 組應(yīng)變測點，其中1～10 測點為兩組單片測點，位于矩形梁腹板上方，用于監(jiān)測矩形梁腹板邊緣的應(yīng)變變化；其余3組測點為應(yīng)變花，分布于各分區(qū)中心處，用于監(jiān)測蒙皮應(yīng)變變化。在機翼翼尖、翼根前后緣各布置了1 個位移傳感器，用于監(jiān)測機翼的變形情況。

圖13 機翼表面測點布置示意圖Fig.13 Measuring-points arrangement on the wing surface

3.2 試 驗

為確保載荷施加的準確性，機翼靜力試驗采用MOOG 載荷控制系統(tǒng)驅(qū)動液壓油缸進行加載。為驗證試驗件在使用載荷下性能的一致性，共進行了3 次靜力試驗。靜力試驗以5%為一級，逐級加載至使用載荷后保載30 s，之后再逐級卸載，加載與卸載過程中逐級測量應(yīng)變和位移。

3.3 試驗結(jié)果分析

圖14 位移測點的載荷位移曲線Fig.14 Load-displacement curves of measuring-points

圖15 正應(yīng)變的展向分布情況Fig.15 Spanwise distribution of strain

表5 試驗值與仿真值對比Table 5 Comparison between experimental and simula?tion results

情況，其中試驗值取為3 次試驗值的平均值。從位移測點來看，試驗值與仿真值數(shù)據(jù)基本吻合，仿真值稍大于試驗值，最大誤差為8.0%。從應(yīng)變測點來看，試驗值與仿真值最大誤差為9.3%?？傮w來看，仿真值的誤差在允許的范圍內(nèi)，表明對機翼進行靜力學分析的參數(shù)設(shè)置基本合理，可以此為基礎(chǔ)對機翼進行后續(xù)的結(jié)構(gòu)優(yōu)化研究。

4 結(jié) 論

針對某高速、大機動無人機機翼相對厚度小、后掠角大、載荷高的特點，本文設(shè)計了一種單閉式矩形梁復(fù)合材料機翼結(jié)構(gòu)布局，并通過有限元強度分析和靜力強度試驗探討了該機翼設(shè)計的可行性。試驗結(jié)果表明，氣動載荷作用下，本文設(shè)計的機翼上翼面受壓，下翼面受拉，翼尖后緣位移比翼尖前緣位移大9%左右。對比仿真結(jié)果，可以發(fā)現(xiàn)無論位移測點還是應(yīng)變測點，試驗值與仿真值誤差均在10%以內(nèi)，說明本文采用的有限元模型具有較高的精度。試驗中，機翼左右翼面均未發(fā)生破壞，且兩者位移與應(yīng)變試驗值誤差均不超過10%，說明本文設(shè)計的單閉式矩形梁復(fù)合材料機翼具有較好的一致性，承載能力強，為之后的設(shè)計改進提供了依據(jù)。