基于變截面鋪層的無人機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)-材料一體化輕量化設(shè)計(jì)

楊益彰 廖耀青

摘要：為減輕無人機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)的質(zhì)量，從而提升無人機(jī)性能和飛行效率，文章考慮應(yīng)用變截面鋪層優(yōu)化設(shè)計(jì)方法從結(jié)構(gòu)尺寸和鋪層設(shè)計(jì)兩方面對機(jī)翼結(jié)構(gòu)進(jìn)行結(jié)構(gòu)-材料一體化優(yōu)化設(shè)計(jì)。首先，對某三梁多肋式機(jī)翼結(jié)構(gòu)進(jìn)行了仿真分析，確定了優(yōu)化方向。其次，結(jié)合優(yōu)化區(qū)域，采用變截面鋪層優(yōu)化方案，確定了變截面尺寸結(jié)構(gòu)和變截面最優(yōu)鋪層方案。最后，對優(yōu)化前后的機(jī)翼結(jié)構(gòu)仿真結(jié)果對比分析，發(fā)現(xiàn)機(jī)翼質(zhì)量降低了30.43%，最大應(yīng)力降低了27.61%、失效指數(shù)降低了54.72%，翼尖最大變形量增大了15.48%，且遠(yuǎn)滿足設(shè)計(jì)要求。

關(guān)鍵詞：復(fù)合材料；無人機(jī)；機(jī)翼；輕量化；遺傳算法

中圖分類號(hào)：V279? 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

0 引言

隨著無人機(jī)產(chǎn)業(yè)的快速發(fā)展，提高無人機(jī)性能和飛行效率的需求是無人機(jī)制造商持續(xù)關(guān)注的問題。機(jī)翼作為無人機(jī)主承力結(jié)構(gòu)，承擔(dān)了無人機(jī)大約70%的氣動(dòng)載荷，是主要的升力部件，其結(jié)構(gòu)性能對整個(gè)無人機(jī)的飛行性能起著決定性的作用［1］。因此，保證結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的情況下，具有輕量化、高剛度特性的機(jī)翼結(jié)構(gòu)是提高無人機(jī)各項(xiàng)性能的關(guān)鍵要素。

新型輕質(zhì)高強(qiáng)材料中，碳纖維復(fù)合材料具備結(jié)構(gòu)整體成型等特性，可大幅減少零件和緊固件數(shù)量，簡化連接和裝配，實(shí)現(xiàn)材料、功能、結(jié)構(gòu)的一體化設(shè)計(jì)［2］。劉峰等［3］設(shè)計(jì)了一款常規(guī)氣動(dòng)布局的三機(jī)身結(jié)構(gòu)碳纖維復(fù)合材料太陽能無人機(jī)，并結(jié)合鋪層優(yōu)化，機(jī)翼有效地減重12.3%。Teng等［4］利用代理模型對某長航時(shí)無人機(jī)機(jī)翼進(jìn)行多目標(biāo)多學(xué)科優(yōu)化，與基準(zhǔn)翼相比，氣動(dòng)性能提高20%，結(jié)構(gòu)重量減輕43%。Hanif等［5］采用試驗(yàn)設(shè)計(jì)（DOE）和響應(yīng)面法（RSM）技術(shù)對某型飛機(jī)機(jī)翼進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)，結(jié)果表明該優(yōu)化技術(shù)可以有效地降低結(jié)構(gòu)的應(yīng)力和整體重量。因此，碳纖維復(fù)合材料應(yīng)用于無人機(jī)機(jī)翼并結(jié)合結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)輕量化的同時(shí)對無人機(jī)長航時(shí)、氣動(dòng)性能及高機(jī)動(dòng)性等的改善具有重大研究意義。

無人機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)-材料一體化設(shè)計(jì)是一個(gè)多參數(shù)、多響應(yīng)的復(fù)雜系統(tǒng)優(yōu)化問題。僅憑借工程師利用仿真技術(shù)和工程經(jīng)驗(yàn)從參數(shù)組合中盲目地挑選滿意的方案需耗費(fèi)大量計(jì)算資源和時(shí)間［6-8］。針對上述問題，國內(nèi)外學(xué)者做了大量研究。Liu等［9］采用全局翼與局部面板的集成優(yōu)化策略，優(yōu)化后機(jī)翼的結(jié)構(gòu)重量減少了40%。Abdelkader等［10］開發(fā)了一個(gè)用于飛機(jī)機(jī)翼高保真多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)的全自動(dòng)化框架，結(jié)合參數(shù)化建模和基于代理模型的優(yōu)化策略對某高速客機(jī)機(jī)翼進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。結(jié)果表明，在保持升力系數(shù)和結(jié)構(gòu)安全的前提下，飛機(jī)航程增大了8.9%。

本文提出一種變截面鋪層優(yōu)化設(shè)計(jì)方案，從結(jié)構(gòu)尺寸和鋪層設(shè)計(jì)兩方面對機(jī)翼結(jié)構(gòu)進(jìn)行結(jié)構(gòu)-材料一體化優(yōu)化設(shè)計(jì)。文章首先分析機(jī)翼結(jié)構(gòu)受力情況，進(jìn)而開展變截面鋪層優(yōu)化，進(jìn)一步提升機(jī)翼結(jié)構(gòu)性能。

1 有限元建模及仿真分析

1.1 模型網(wǎng)格化

本文選用某三梁多肋式機(jī)翼結(jié)構(gòu)作為研究對象，其機(jī)翼結(jié)構(gòu)主要包括有蒙皮、翼梁和翼肋。不影響仿真結(jié)果的前提下，對模型進(jìn)行幾點(diǎn)簡化。機(jī)翼的有限元模型，如圖1所示。

（1）將蒙皮、翼肋、梁等結(jié)構(gòu)均視為薄壁結(jié)構(gòu)，全部采用四節(jié)點(diǎn)和三節(jié)點(diǎn)殼單元進(jìn)行網(wǎng)格劃分，網(wǎng)格大小為3×3 mm。

（2）忽視鉚釘、桁條等來連接，機(jī)翼各結(jié)構(gòu)之間采用RBE2連接，將機(jī)翼結(jié)構(gòu)視為一個(gè)整體。

1.2 材料與鋪層

機(jī)翼所有部件均采用東麗T300平紋雙向碳纖維復(fù)合材料［3］，其材料力學(xué)性能參數(shù)如表1所示。各部件的結(jié)構(gòu)屬性及初始鋪層方案如表2所示。

1.3 載荷與邊界條件

無人機(jī)起飛結(jié)構(gòu)質(zhì)量為7 kg，無人機(jī)安全系數(shù)取f=2，由機(jī)翼升力公式可得單側(cè)機(jī)翼需提供210 N的升力。采用Profili軟件分析機(jī)翼在雷諾數(shù)為181000、迎角為6°情況下的外載荷分布［11-12］，如圖2所示。

假設(shè)機(jī)翼與機(jī)身處鏈接為鎖死狀態(tài)，將機(jī)翼與機(jī)身的螺栓連接件省略，對翼根處翼梁結(jié)構(gòu)進(jìn)行全約束固定代替，即認(rèn)為機(jī)翼結(jié)構(gòu)為一端固定，另一端自由的懸臂梁。

1.4 仿真分析

基于上述構(gòu)建的無人機(jī)機(jī)翼有限元模型，對整個(gè)機(jī)翼結(jié)構(gòu)進(jìn)行靜強(qiáng)度分析，其應(yīng)力云圖，如圖3所示。由圖3應(yīng)力云圖分析可知，最大應(yīng)力位于翼根的前翼梁和中翼梁附近，為432.1 MPa，機(jī)翼其他部分的受力均很小，說明機(jī)翼結(jié)構(gòu)布局不合理，導(dǎo)致材料利用率較低。因此，可以加強(qiáng)翼根處的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，削減受力小的部分結(jié)構(gòu)的尺寸厚度，力求滿足機(jī)翼結(jié)構(gòu)處于剛度、強(qiáng)度設(shè)計(jì)要求的前提下，使得機(jī)翼質(zhì)量最小化。

2 研究方案

2.1 設(shè)計(jì)變量

由于機(jī)翼結(jié)構(gòu)受力最嚴(yán)重的地方集中在翼根的翼梁處，因此可以在結(jié)構(gòu)優(yōu)化的基礎(chǔ)上對翼梁進(jìn)行變截面厚度過渡區(qū)鋪層處理（見圖4）。根據(jù)復(fù)合材料的鋪層特性，各截面厚度的變化值為單層厚度的整數(shù)倍，各區(qū)域具體鋪層層數(shù)，如表3所示。結(jié)合翼梁結(jié)構(gòu)的鋪層層數(shù)，設(shè)定各階梯的鋪層順序，其備選方案如表4所示。

2.2 優(yōu)化模型

變截面鋪層優(yōu)化以不同翼梁結(jié)構(gòu)的變截面階梯對應(yīng)的鋪層順序?yàn)樵O(shè)計(jì)變量，以機(jī)翼總質(zhì)量（M）和最大位移量（L）最小化為優(yōu)化目標(biāo)，優(yōu)化部件最大應(yīng)力（F）和失效指數(shù)（H）作為約束。由于優(yōu)化數(shù)據(jù)均由有限元模型通過仿真分析獲得，而構(gòu)建有限元模型時(shí)進(jìn)行了部分簡化，故對兩個(gè)約束值賦予0.8的安全系數(shù)［13-14］。其優(yōu)化模型如式（1）所示：

MinimizeM（x，y，z），L（x，y，z）

S.t.F（x，y，z）≤524

H（x，y，z）≤0.8

x∈［101，102，103，104］

y∈［201，202，203］

z∈［301，302，303］（1）

式（1）中：M（x，y，z）表示機(jī)翼的總質(zhì)量；F（x，y，z）表示機(jī)翼的最大應(yīng)力指數(shù)；H（x，y，z）表示機(jī)翼各部件的最大失效；L（x，y，z）表示機(jī)翼結(jié)構(gòu)的最大位移量；x，y，z分別為三個(gè)階梯對應(yīng)的鋪層方案。

2.3 優(yōu)化結(jié)果

針對上述優(yōu)化問題，基于Isight優(yōu)化平臺(tái)，構(gòu)建響應(yīng)面近似模型，并采用NSGA-Ⅱ算法［15］進(jìn)行尋優(yōu)，對應(yīng)的優(yōu)化算法參數(shù)設(shè)置，如表 5所示。機(jī)翼總質(zhì)量和最大位移量的權(quán)重根據(jù)分別賦值為 0.6 和 0.4。最終獲得的翼梁結(jié)構(gòu)最優(yōu)變截面鋪層方案和指標(biāo)值，如表6所示。

2.4 對比驗(yàn)證

由于基于近似模型通過NSGA-Ⅱ算法獲取的最優(yōu)解結(jié)果有一定的偏差，因此為驗(yàn)證優(yōu)化結(jié)果，本文將表6中的鋪層數(shù)據(jù)代入到有限元模型，其仿真結(jié)果，如圖5所示。優(yōu)化前后的碳纖維復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)安全性能及輕量化情況，如表7所示。

由表7中多級(jí)優(yōu)化前后的數(shù)據(jù)分析對比可知，一方面，有限元模型與近似模型仿真誤差最大為8.2%，可見近似模型在機(jī)翼靜力分析方面有較高的精度保證。另一方面，經(jīng)過變截面鋪層優(yōu)化后，機(jī)翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量得到大幅度的降低，高達(dá)30.43%，且其最大應(yīng)力、失效指數(shù)和最大變形量均得到較大幅度的改善。綜上分析可知，經(jīng)過優(yōu)化后，機(jī)翼的應(yīng)力分布更均勻，材料的利用率得到較大的提升，且各性能指標(biāo)均滿足要求。

3 結(jié)語

本文根據(jù)機(jī)翼結(jié)構(gòu)輕量化的項(xiàng)目需求，從結(jié)構(gòu)尺寸和鋪層順序兩方面著手，開展針對全復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)的變截面鋪層優(yōu)化設(shè)計(jì)研究，主要結(jié)論如下所示：

（1）通過仿真分析，發(fā)現(xiàn)機(jī)翼結(jié)構(gòu)的主要受力點(diǎn)集中在翼根區(qū)域的翼梁結(jié)構(gòu)上；機(jī)翼初始結(jié)構(gòu)滿足性能要求，但具有較大的優(yōu)化空間。

（2）結(jié)合優(yōu)化區(qū)域，采用多級(jí)優(yōu)化方案，確定了尺寸結(jié)構(gòu)和變截面最優(yōu)鋪層方案；對優(yōu)化前后的機(jī)翼結(jié)構(gòu)仿真結(jié)果對比分析，發(fā)現(xiàn)機(jī)翼質(zhì)量降低了30.43%，最大應(yīng)力降低了27.61%、失效指數(shù)降低了54.72%，翼尖最大變形量增大了15.48%，且遠(yuǎn)滿足設(shè)計(jì)要求。

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（編輯 姚 鑫）

Structure-material integrated lightweight design of UAV wing based on variable cross-section ply

Yang? Yizhang， Liao? Yaoqing

（Zhejiang College of Security Technology， Wenzhou 325016， China）

Abstract：? In order to reduce the weight of the wing structure of the UAV and improved the performance and flight efficiency of the UAV， the variable cross-section ply optimization design method was used to optimize the structure-material integration design of the wing structure from two aspects of structural size and ply design. Firstly， the simulation analysis of a three-beam multi-ribbed wing structure was carried out， and the optimization direction is determined. Then， combined with the optimization area， the variable cross-section ply optimization scheme was adopted to determine the variable cross-section size structure and the optimal ply scheme. Finally， the simulation results of the wing structure before and after optimization were compared and analyzed. It was found that the wing mass was reduced by 30.43 %， the maximum stress was reduced by 27.61 %， the failure index was reduced by 54.72 %， and the maximum deformation of the wing tip was increased by 15.48 %， which far meets the design requirements.

Key words： composite; UAV; wing; lightweight; genetic algorithm