某型無人機腹鰭連接結構設計與分析

張曉木，王克選，陳剛，涂金崠

(南京模擬技術研究所，江蘇 南京 210016)

0 引言

近年來隨著防空武器系統(tǒng)的不斷發(fā)展，軍事訓練領域對無人機性能提出了更高的要求。因此國內外相關廠商不斷推出新的靶用型無人機[1]。為取得良好的氣動性能，許多新型號無人機的氣動控制面位于機身下側。

為滿足不同地形條件下可多次重復使用的訓練需求，靶用型無人機一般采用火箭助推方式起飛，降落傘+氣囊方式回收。針對該種應用模式，布置在無人機機身下側的氣動控制面多采用易損式結構。無人機落地回收時氣動控制面在外力作用下損壞，避免損傷機身。由于這種結構的強度、剛度較差，無法承受較大氣動載荷，使用范圍受到一定限制。

本文針對上述問題設計了一種脫落式氣動控制面結構，確定了主要設計參數并進行了強度校核[2-9]。實際飛行結果表明：該結構可滿足某型無人機飛行過程中較大氣動載荷作用下的強度和剛度要求；可在回收落地前與機身主動分離，有效避免了觸地時的機身損傷。

1 結構設計

某型無人機采用大長細比機身、小展弦比上單翼、尾部帶有平尾及下側V形雙腹鰭的氣動布局(圖1)。

圖1 某型無人機氣動布局示意圖

根據氣動評估，腹鰭結構的裝配精度、強度和剛度對某型無人機的橫側向穩(wěn)定性影響較大，如采用易損式結構不能滿足總體指標要求。針對該型無人機的氣動特點和使用環(huán)境設計了脫落式腹鰭結構。

1.1 爆炸螺栓結構

爆炸螺栓屬于電發(fā)火類動力源火工品，其作用原理是在外界電能作用下引燃爆炸螺栓內的電點火頭，進而點燃火焰雷管。通過雷管爆炸產生的爆轟波使爆炸螺栓在斷裂帶處分離，從而完成預定功能。爆炸螺栓結構如圖2所示。

圖2 爆炸螺栓結構示意圖

1.2 腹鰭連接結構

基于某型無人機飛行、回收時的使用特點，設計了脫落式腹鰭結構(圖3)，主要由前框、后框、連接塊和腹鰭根肋組成。前框、后框通過結構膠與尾罩板件連接，腹鰭根肋在腹鰭成型過程中預埋。連接塊通過螺栓與前框、后框連接，連接塊與腹鰭根肋接觸面為楔形，通過擰緊爆炸螺栓使配合面緊密貼合。

圖3 脫落式腹鰭結構示意圖

無人機飛行過程，爆炸螺栓的預緊力在楔形面上產生正壓力，平衡腹鰭上的氣動載荷；無人機回收過程，飛行控制系統(tǒng)綜合判定條件滿足時，發(fā)出指令引爆爆炸螺栓，腹鰭在自身重力和爆炸螺栓的沖擊力作用下，與尾段分離。

a)楔形面夾角

連接塊與腹鰭根肋為楔形面配合(圖4)，需確定合理的角度α，使其正常工作時，能夠承受飛行過程中的氣動力；爆炸螺栓拉力消失后，兩者能順利分離。

圖4 鍥形面夾角示意圖

不考慮重力條件下，當爆炸螺栓拉緊時，配合面上正壓力產生的摩檫力沿配合面向外，與拉緊力平衡；當爆炸螺栓拉力消失時，配合面上的正壓力產生的摩檫力沿配合面向內，阻止兩者分離。如圖5所示。

圖5 楔形配合面受力示意圖

為保證兩者能順利分離，在水平方向上正壓力的合力應大于摩檫力的合力，即

(1)

換算后

α>2×arctanμ

(2)

本方案中連接塊材料為合金鋼，腹鰭根肋材料為硬鋁。鋁與鋼接觸面摩檫系數μ=0.17，帶入公式(2)內可得α>19.3°，取角度α=20°。

b)爆炸螺栓預緊力

爆炸螺栓裝配時可使用扭力扳手設定轉矩，不同轉矩對應不同的預緊力。為確定爆炸螺栓合適的預緊力，使用2個爆炸螺栓，2個仿制爆炸螺栓的螺栓體在DDL300電子萬能試驗機進行了拉力試驗，得到了轉矩-拉力曲線圖和爆炸螺栓的拉力-位移曲線圖。

1)轉矩-拉力曲線圖

螺栓頭部為一字形插槽，在使用較大轉矩擰緊時，螺栓頭部分損壞，未能將所有螺栓的轉矩達到20Nm。測試數據記錄如表1所示。

表1 不同轉矩-預緊力對應數據

對應的轉矩-預緊力曲線如圖6所示。

圖6 轉矩-預緊力曲線

根據曲線圖看出，轉矩與拉力基本呈線性關系。

2)拉力-位移曲線圖

兩個爆炸螺栓拉力-位移曲線如圖7所示。

圖7 兩個爆炸螺栓拉力-位移曲線圖

根據圖7可知，該爆炸螺栓試驗件拉斷時，拉力為7 616 N，危險截面面積為12.89 mm2，拉伸強度(MPa)計算公式為

(3)

式中：Pb為載荷，N；S為試樣危險截面面積，mm2。

求得σb=590.8MPa，與表2中查詢到的45鋼拉伸性能基本相同。

表2 45鋼的拉伸性能表

對應表2，可知所選爆炸螺栓的σp0.2范圍為315MPa～355MPa，且σp0.2≈σs。對于一般聯接用的碳素鋼螺栓聯接預緊力F0=(0.6～0.7)σsS[10]。將數據代入可得：

Fmin=0.6×315×12.89=2 436 (N)

Fmax=0.7×355×12.89=3 203 (N)

即預緊力2 436 N≤F0≤3 203N。根據試驗所得數據列，可知當轉矩為9Nm時，滿足預緊力要求。

2 有限元分析

2.1 整體強度校核

1)網格劃分

依據結構特點，保證腹鰭外形幾何一致性，建立有限元模型(圖8)。腹鰭蒙皮為板殼結構，選取Shell181單元；其余結構為實體結構，選取SOLID45單元。體單元與殼單元之間采用共節(jié)點單元方法進行力傳遞。

圖8 腹鰭結構有限元模型示意圖

2)載荷與邊界工況

將氣動載荷分區(qū)域等效作用在有限元模型上進行分析(圖9)。具體等效方案：將腹鰭按蒙皮表面的弦向和展向劃為20個區(qū)域，并且計算每個區(qū)域的氣動載荷合力，再根據相應區(qū)域有限元網格結點數，將對應的氣動載荷合力平均作用在每一個結點上。

圖9 等效氣動載荷作用示意圖

連接塊4個螺栓孔采用固支約束，與腹鰭根肋配合面采用MPC單元連接；爆炸螺栓采用MPC184單元來傳遞載荷。

3)模型材料屬性

有限元模型的材料屬性如表3所示。

表3 有限元模型材料屬性

4)計算結果

根據建立的模型進行靜力非線性計算，統(tǒng)計關鍵部件的最大應力，計算得出其安全系數見表4。

表4 計算結果統(tǒng)計表

根據上述計算分析可知：腹鰭連接結構各組件強度和安全系數滿足設計要求。

2.2 爆炸螺栓強度校核

1)網格劃分

在腹鰭整體強度校核中，為提高計算效率，連接塊與根肋設置為共節(jié)點，爆炸螺栓采用MPC184單元模擬，導致連接塊承力較小。為提高計算精確度，本次計算連接塊與腹鰭根肋采用接觸連接，建立連接塊、腹鰭根肋和爆炸螺栓局部有限模型(圖10)。

圖10 爆炸螺栓強度校核模型

2)載荷和邊界條件

連接塊與根肋采用接觸連接，接觸摩擦系數為0.17；連接塊螺栓孔固支約束，在腹鰭壓心位置施加集中載荷(Fx=-43.249N，Fy=596.183N，Fz=1 208.211N)，采用MPC單元與根肋相連；螺栓預緊力取爆炸螺栓兩端懸空剖面施加對稱載荷仿效預緊效果(圖11)。

圖11 有限元模型載荷和邊界條件

3)計算結果

采用接觸非線性運算，統(tǒng)計各部件的最大應力，計算得出其安全系數見表5。各部件應力云圖如圖12所示。

表5 計算結果統(tǒng)計表

圖12 各部件應力云圖

根據上述計算分析可知，腹鰭根肋與連接塊應力有所增大，但仍在強度允許范圍內，各組件安全系數均>1.5。

3 飛行驗證

使用該連接結構的某型無人機在外場進行了多個架次的飛行，飛行過程姿態(tài)平穩(wěn)，能夠按照預設航向穩(wěn)定飛行；可根據地面指令要求執(zhí)行爬升、俯沖、盤旋等動作。無人機回收過程腹鰭可按預定程序脫落。圖13、圖14為某型無人機某架次飛行姿態(tài)、速度、高度等數據曲線。

圖13 姿態(tài)、航向曲線

圖14 速度、高度、轉速曲線

4 結語

1)為適應軍事訓練領域無人機的應用場景，本文針對氣動控制面在機身下側布局的無人機設計了一種脫落式結構；

2)結合理論計算和試驗確定了鍥形面夾角(20°)、預緊力(9Nm)等關鍵設計參數；

3)對該連接結構進行了有限元分析，各結構件應力及安全系數滿足設計要求；

4)采用該結構型式的某型無人機在外場進行了多個架次的飛行，飛行結果表明該結構滿足使用要求；

5)在回收過程中，該結構可自動脫落，有效避免機體損傷，降低了某型無人機的單架次飛行成本。