某型無人直升機尾段結構設計與仿真分析

殷賢樹 王德鑫

（南京模擬技術研究所，江蘇南京210016）

0 引言

先進復合材料具有低密度、高比強度、高比模量、耐環境性能優異、可設計性高等諸多優點，已成為航空航天各類飛行器的主要結構材料。在國外，主要的軍/民用直升機，如PAH-2、RAH-66和NH-90，均大量采用先進復合材料。在國內，直升機碳纖維材料用量也越來越大，應用部位從次承力結構逐步過渡到主承力結構。

無人直升機尾段承擔飛機氣動載荷，為飛機結構提供較大剛度，以滿足各種設備及其部件的安裝要求。因此，無人直升機尾段承力結構的設計優劣決定著直升機最基本的指標完成情況，有必要對尾段結構設計進行仿真分析，以提高飛機飛行的安全性和可靠性。

1 尾段結構設計

1.1 尾段氣動與結構設計

某型號飛機尾段為類圓錐筒式結構，前端呈矩形狀，與機身連接部位形狀吻合；往后端逐漸過渡為圓錐狀，與尾減速器外形吻合。該外形結構保證了符合空氣動力學原理，具有良好的氣動特性。尾段以內外蒙皮構成一個整體，內外蒙皮之間填充蜂窩增加剛度。蒙皮的作用是覆蓋內部結構，維持氣動外形，降低機身的阻力。尾段結構示意圖如圖1所示。

圖1 尾段結構示意圖

1.2 復合材料鋪層設計

復合材料具有可設計性、耐腐蝕性、強度比高、剛度比高、疲勞壽命長等突出優點，成為當今航空器材能有效減重、改善直升機性能的一種必不可少的材料。該型號無人直升機尾段采用碳纖維復合材料（T300級）制成，具有較高裝配精度要求的位置和可能存在磨損的位置采用金屬嵌件。尾段鋪層設計如圖2所示。

2 靜強度分析

2.1 有限元建模

根據尾段結構形式與受載特點，本文采用shell單元模擬尾段蒙皮結構，根據鋪層要求將其分為4段，尾段有限元網格圖如圖3所示。為了保證與實際復合材料鋪貼工藝吻合，需進行shell單元偏置（offset）屬性控制，單元偏置效果圖如圖4所示。

圖2 尾段鋪層設計

圖3 尾段有限元網格圖

圖4 單元偏置效果圖

2.2 載荷工況與材料屬性

該型無人直升機尾段結構通過預留金屬件與前機身對接，因此在強度分析時，將安裝螺栓孔進行固定約束；尾部齒輪箱系統重量為1.2 kg，尾旋翼系統在正常工作時提供8 kg的側向力；根據載荷設計要求，按2倍過載進行強度分析。尾段結構約束圖如圖5所示。

尾段材料為T300級碳纖維復合材料，其材料參數如表1所示。

2.3 靜強度計算結果

本文基于通用有限元軟件ANSYS，將建立完備的有限元模型進行仿真計算：尾段由平紋碳纖維布鋪層而成，材料主方向沿尾管軸向，主要承受拉壓應力，最后的結果以X向應力云圖為準。讀取結果時讀取最外層應力分布值，此處應力最大。蒙皮X向應力分布圖如圖6所示，尾管沿軸向最大拉應力為49.204 MPa，最大壓應力為49.197 2 MPa；尾段結構最大位移為1.271 13 mm，最大位移發生在尾段底座部位，如圖7所示。

圖5 尾段結構約束圖

表1 材料參數表

圖6 蒙皮X向應力分布圖

圖7 尾段結構變形圖

2.4 計算結果分析

根據碳纖維材料特性可知，尾段結構在給定工況載荷作用下，最大拉應力（49.204 MPa）小于材料拉應力極限強度（687.380 MPa）；最大壓應力（49.197 2 MPa）也小于材料壓應力極限強度（75.110 MPa），結構最小安全系數為1.53，滿足直升機強度設計要求。

3 尾段結構動力學設計

本文基于通用有限元軟件ANSYS，將建立完備的有限元模型進行模態仿真分析，計算尾管改進結構在自由-自由狀態下，其前20階固有模態（含6階剛體模態）的分析結果如表2所示。

表2 尾段自由模態固有頻率

根據尾段結構模態分析結果可知，尾段結構固有頻率（非剛體頻率）最小值為56.249 0 Hz，遠高于旋翼轉動頻率，遠小于發動機輸出頻率，滿足直升機動力學設計要求。

4 結語

本文以某型無人直升機尾段結構為設計對象，通過結構氣動外形設計、結構功能設計、復合材料鋪層設計、靜強度設計和動力學設計，確保各項指標滿足直升機設計要求，為直升機機體系統設計提供支持和保障。