輕質量低成本無人機舵面結構優化與驗證

謝 睿，郝銀鳳，劉 斌

（1.中國空氣動力研究與發展中心，四川 綿陽 621000；2.成都飛機設計研究所，四川 成都 610013；3.西北工業大學航空學院，陜西 西安 710072）

0 引言

飛機的主操縱系統由升降舵、方向舵、副翼操縱系統組成，提供控制飛機的飛行姿態所需要的力矩（如滾轉、偏航等）[1]。舵面承受載荷類型為剪力Q，彎矩M，以集中剪力通過接頭傳給安定面[2]。舵面在飛機上占有很大面積，如升降舵就占平尾面積的30%～40%[3]。優化舵面結構，減輕結構質量并且降低制造成本，具有重要意義。

蜂窩夾芯結構如圖1 所示[4]。蜂窩夾芯結構由上下面板和中間的蜂窩芯組成，面板與蜂窩芯之間由膠層黏接。在整個結構中，面板主要承受拉伸壓縮和彎曲正應力，蜂窩芯承受剪力并且連接和支撐面板提高結構的抗彎剛度。夾芯結構有質量輕、強度高、吸音、隔熱等優點[5]，且沒有鉚釘應力集中點，疲勞性能好[6]。復合材料面板性能要比金屬面板性能更優異，碳纖維增強復合材料面板要比金屬面板減重30%～50%[7]。

圖1 蜂窩夾芯結構示意圖Fig.1 Schematic diagram of honeycomb sandwich structure

全高度蜂窩夾芯無翼肋結構舵面的制造工藝已經較為成熟。1995 年，某國產飛機方向舵采用該制造工藝，經過3 年200 多小時的飛行后，經無損檢測方法測試，未發現異常[8]。蜂窩夾芯結構（見圖1）受彎矩和剪力影響，失效模式主要為面芯膠層脫黏、芯子剪切失穩[9]，面板很少發生直接破壞。設計中，應該增強蜂窩芯的抗剪切能力。

常用的碳/環氧樹脂復合材料面板密度是1 600 kg/m3[10]，牌號為AXWD-0.9-64 的蜂窩芯密度則為64 kg/m3，其密度要遠低于面板密度。根據文獻[11]，蜂窩芯制造采用膠粘拉伸法制備工藝進行紙蜂窩制備，成本要低于面板制造成本。

綜上所述，本文提出通過增強蜂窩芯抗剪能力，降低面板的應力水平，進而減小面板厚度，實現結構的減重降成本。

1 設計依據

正六邊形蜂窩的橫縱向剪切模量由式（1）（2）確定[12]。橫向剪切模量：

縱向剪切模量：

式（1）（2）中：k1、k2為常數；Gf為箔材剪切模量；δ為箔材厚度；r為蜂窩孔外接圓半徑。

可以通過減小r，即增大蜂窩密度，以提高蜂窩芯的橫縱向剪切模量，式（1）（2）為之前提出的結構優化方案提供了理論依據。

2 舵面結構仿真與分析

2.1 模型建立

將某無人機外副翼結構簡化至由7 個零件組成：1～3 號接頭、助力器接頭、蒙皮、U 形翼梁和蜂窩芯。建立幾何模型如圖2所示。

圖2 某無人機外副翼結構Fig.2 Outer aileron structure of a UAV

用Hypermesh 劃分網格，其中4 個接頭、U 形翼梁、蜂窩芯均為六面體網格，蒙皮為平面四邊形或三角形網格，在ABAQUS中導入inp文件裝配，完成網格模型建立。

2.2 材料與邊界條件

1、3號接頭和助力器接頭為7050-T7451鋁合金，2號接頭為TC4 鈦合金，賦予網格單元屬性為實體、各向同性。具體參數見表1。

表1 金屬材料屬性Tab.1 Properties of metal materials

為減小計算量，對蜂窩芯進行了等效建模，蜂窩芯為AXWD系列芳綸紙蜂窩，賦予網格單元屬性為實體、正交各向異性，面內等效參數計算方式采用參考文獻[13]提出的方法。材料屬性見表2。

表2 蜂窩芯材料屬性Tab.2 Material properties of honeycomb core

U 形翼梁與蒙皮均為牌號HF30C 的碳纖維增強樹脂基復合材料，賦予網格單元屬性為殼、正交各向異性，鋪層角度順序為[45/0/-45/-45/0/45]s，其材料屬性見表3。

表3 HF30C的材料屬性Tab.3 Material properties of HF30C

給結構施加邊界條件：首先，給4 個接頭鉸支，各零件之間綁定節點約束；然后，施加舵面工作載荷。施加位移邊界條件和載荷之后，幾何模型如圖3所示。

圖3 施加舵面邊界條件Fig.3 Apply rudder boundary conditions

2.3 計算與分析

提交計算后得到結構縱向位移云圖如圖4 所示，結構最大縱向位移為1.161 mm，出現在蒙皮的1、2 號接頭之間，該處對應的復合材料應變為148 με，在許用范圍內。金屬接頭最大應力均遠低于破壞應力（4個金屬接頭Mises 等效應力云圖見圖5），結構強度與剛度滿足使用需求。

圖4 結構縱向位移云圖Fig.4 Longitudinal displacement nephogram of structure

圖5 金屬接頭Mises等效應力云圖Fig.5 Mises equivalent stress nephogram of metal connectors

2.4 仿真驗證設計理念

為了驗證前文提出的設計思路，在材料屬性中改變蜂窩芯的橫縱向剪切模量G12、G13，并考察復合材料蒙皮重點關注區域的應力水平變化。

首先，考察復合材料各個鋪層的應力水平。圖6是1～6鋪層的1方向應力云圖，鋪層1的應力水平是最高的，將鋪層1作為關注重點。其次，確定應力方向。

圖6 各鋪層1方向應力云圖Fig.6 Stress nephogram in direction 1 of each layer

圖7是鋪層1的3個應力方向云圖（平面四邊形單元只有1、2 方向正應力和1、2 方向切應力），不論是絕對應力值還是強度比（實際應力除以極限應力），1 方向正應力需要重點關注。

圖7 鋪層1各方向應力云圖Fig.7 Stress nephogram in all directions of the first layup

根據以上結果，最終選擇了3 個復材蒙皮重點區域的1 鋪層1 方向正應力水平變化代表蒙皮應力水平變化。確定鋪層后，選擇重點關注區域。重點區域1（圖8 中紅色區域）位于2 號接頭—U 形翼梁—蜂窩芯交界處，應力狀態復雜。

圖8 重點區域1Fig.8 First key region

圖9 是重點區域1 平均正應力水平關于蜂窩芯剪切模量變化曲線圖，蜂窩芯剪切模量從40 MPa提升至80 MPa過程中，重點區域1 平均應力由8.19 MPa降低至7.75 MPa，下降5.3%。重點區域2（圖10 中紅色區域）位于助力器接頭向蒙皮過渡位置，此處受拉壓應力較大，需要重點關注。

圖9 重點區域1平均應力隨蜂窩芯剪切模量變化關系Fig.9 Mean stress of the first key region varies with the shear modulus of honeycomb core

圖10 重點區域2Fig.10 Second key region

圖11 是重點區域2 平均正應力水平關于蜂窩芯剪切模量變化曲線圖，蜂窩芯剪切模量從40 MPa提升至80 MPa過程中，重點區域2平均應力由1.59 MPa降低至1.3 MPa，下降18.3%。

圖11 重點區域2平均應力隨蜂窩芯剪切模量變化關系Fig.11 Mean stress of the second key region varies with the shear modulus of honeycomb core

重點區域3（圖12中紅色區域）位于蒙皮中部靠翼尖，應力水平適中，在蒙皮部件中具有代表性。

圖12 重點區域3Fig.12 Third key region

圖13 是重點區域3 平均正應力水平關于蜂窩芯剪切模量變化曲線圖，蜂窩芯剪切模量從40 MPa提升至80 MPa過程中，重點區域3平均應力由2.17 MPa降低至0.63 MPa，下降71.0%。

圖13 重點區域3平均應力隨蜂窩芯剪切模量變化關系Fig.13 Mean stress of the third key region varies with the shear modulus of honeycomb core

3 個重點區域平均應力都隨蜂窩芯剪切模量的增大而顯著降低，尤其是最有代表性的區域3，降幅達到71.0%，證明優化方案可行。

3 典型件靜力及沖擊試驗驗證

為測試不同蜂窩芯密度復合材料蜂窩夾芯結構典型力學性能，本文選用了3 種牌號分別為AXWD-0.9-64、AXWD-1.3-48、AXWD-1.7-32 的芳綸紙蜂窩夾芯結構，設計了試驗矩陣，見表4。

表4 試驗矩陣Tab.4 Test matrix

3.1 三點彎曲試驗

三點彎曲試驗包括線性段試驗，測試蜂窩夾芯結構彎曲剛度，結構剪切剛度和蜂窩芯剪切模量，以及彎曲破壞試驗測試結構彎曲破壞載荷與應變。試驗裝置示意圖如圖14所示。

圖14 三點彎曲試驗示意圖Fig.14 Diagram of three-point bending test

圖14 中：1 為試樣；2 為外伸點的位移傳感器；3 為跨中點的位移傳感器；L為跨距；a為外伸臂長。

本試驗L=160 mm，a=80 mm。

取左右外伸點撓度增量值的平均值為f1，中部撓度增量值為f，撓度增量值由電子位移計獲取，載荷值由試驗機力傳感器獲取。以下是結構性能計算方式。

結構彎曲剛度：

式（3）中：D為結構彎曲剛度，N·mm2；ΔP為載荷增量值，N。

結構剪切剛度：

式（4）中：U為結構剪切剛度，N。

蜂窩芯剪切模量：

式（5）中：Gc為蜂窩芯剪切模量，MPa；b為試樣寬度，b=100 mm；h為試樣厚度，h=18 mm；tf為面板厚度，tf=1.5 mm。

測得結構彎曲力學性能見表5。

表5 不同蜂窩芯密度結構彎曲性能Tab.5 Mechanical properties of honeycomb core with different density

增大支撐跨距至300 mm，在受拉面幾何中心粘貼應變片，記錄破壞載荷與破壞應變，結構彎曲破壞性能見表6。試驗結果表明，蜂窩芯越密，其典型結構力學性能就越高。

表6 不同蜂窩芯密度結構彎曲破壞性能Tab.6 Bending failure performance of structures with different honeycomb core density

3.2 平面拉伸試驗

平面拉伸試驗主要測試相同面板不同蜂窩芯夾芯結構的平面拉伸破壞載荷和抗拉強度，試驗裝夾示意圖與實際裝夾如圖15所示。

圖15 平面拉伸試驗示意圖Fig.15 Diagram of plane tensile test

測量蜂窩夾芯結構平面拉伸破壞強度，試驗結果見表7。結果表明，蜂窩芯越密，其抗拉強度越大。

表7 不同蜂窩芯密度結構抗拉強度Tab.7 Tensile strength of honeycomb core with different density

3.3 沖擊后三點彎曲試驗

文獻[17]對復材蜂窩夾芯結構沖擊損傷的失效機理進行了研究；文獻[18]探究了沖擊能量與接觸力門檻值的關系；文獻[19]用無網格算法模擬冰雹多次沖擊損傷。本文設計的沖擊后三點彎曲試驗旨在測試結構產生1.3 mm 深度目視勉強可見凹坑后性能變化情況，沖擊部分試驗裝夾示意圖如圖16所示。

圖16 沖擊試驗示意圖Fig.16 Diagram of impact test

沖擊后三點彎曲線性段與破壞試驗過程同三點彎曲試驗，沖擊前后結構性能對比見表8、9。

表8 不同蜂窩芯密度結構沖擊后彎曲性能Tab.8 Mechanical properties of honeycomb core with different density after impact

表9 不同蜂窩芯密度結構沖擊后彎曲破壞性能Tab.9 Bending failure performance of structures with different honeycomb core density after impact

試驗結果表明，蜂窩芯越密，其沖擊前后的典型結構力學性能就越高。試驗結果驗證了前文提出的設計思想——通過增大蜂窩密度提高蜂窩芯的剪切模量（三點彎曲試驗可以直接證明），以此達到減重、降成本的目的。

4 結構質量優化與分析

面板使用量不能無限減小，受到鋪層對稱約束，最少鋪層數量為4 層。蜂窩芯受到制造工藝約束，蜂窩密度不能無限增大，邊長最小設置為0.5 mm。在ABAQUS中逐次減少鋪層數量，記錄不同蜂窩芯剪切模量與不同鋪層數量時，對應的重點區域面板應力水平變化如圖17 所示，其為僅有4 層鋪層時蒙皮重點區域平均應力與蜂窩芯剪切模量的關系，此外還有6層、8層、10層、12層鋪層的。

圖17 鋪層數為4時蒙皮重點區域應力與蜂窩芯剪切模量的關系Fig.17 Relationship between the stress in the key region of skin and the shear modulus of honeycomb core when the number of layers is 4

當實際應力值高于設計載荷時，需要增大蜂窩芯剪切模量，根據已知數據點插值得到當蒙皮應力達到設計載荷（1.5 MPa）時的蜂窩芯剪切模量；然后，根據式（1）得到蜂窩孔外接圓半徑（邊長）。再根據式（6）[12]得到對應的蜂窩芯等效密度：

式（6）中：ρc為蜂窩芯的等效密度；δc為蜂窩壁厚；a為蜂窩邊長；ρ0為芳綸紙密度。其中，蜂窩壁厚和芳綸紙的密度不變，則式（6）可以寫作：

式（7）中：k為常數，代入實際蜂窩芯數據（邊長a=0.9 mm，等效密度ρc為64kg/m3），得到常數k=57.6。經過測量有限元模型得到蜂窩芯的體積Vc=6.679×10-3m3。

蜂窩芯質量為：

使用碳纖維增強復合材料面板密度ρf=1 560 kg/m3，測量有限元模型得到蒙皮的表面積S=1.115m2，層合板每層的厚度為0.125 mm，則蒙皮厚度為：

式（9）中，C為蒙皮鋪層的數量。則蒙皮的質量為：

蒙皮和蜂窩芯的總質量就是兩部分質量相加，即：

本文的目標就是尋找質量最小時對應鋪層數和蜂窩芯邊長。圖18 是不同鋪層數量對應的蒙皮與蜂窩芯總質量關系。

圖18 蒙皮與蜂窩芯總質量對應不同蒙皮鋪層數量關系Fig.18 Relationship between the total weight of skin and honeycomb core and the number of different skin layers

由圖18 可知，蒙皮鋪層為4 層情況下，蒙皮與蜂窩芯質量最小為1.428 kg，此時對應的蜂窩芯剪切模量為113.64 MPa，蜂窩孔邊長為0.69 mm，比1.5 mm厚層合板（12 層鋪層數量）對應總質量減少了1.1 kg，減重效果明顯。

5 結論

本文提出了1種輕質量、低成本舵面結構方案，通過增大蜂窩芯密度使其剪切模量提高，進而降低復合材料面板應力水平，使面板厚度減小。通過有限元仿真計算和試驗綜合驗證了該優化方案。

1） 仿真結果表明，結構剛度和強度滿足需求。增大蜂窩芯的剪切模量，復材蒙皮重點區域的應力水平降低71%，驗證了本文提出的結構優化方案。

2） 試驗結果證明蜂窩芯越致密，其典型力學性能越高，沖擊后的剩余強度也越高。蜂窩芯邊長減小47%，蜂窩芯剪切模量提升了88%，結構彎曲破壞載荷提升376%。試驗結果證明本文提出的設計理念切實可行。

3） 具體計算了滿足設計載荷的情況下不同蒙皮鋪層數量對應的蒙皮與蜂窩芯總質量，發現蒙皮鋪層數量為4 層情況下對應蒙皮與蜂窩芯總質量最小，比1.5 mm厚度蒙皮減重1.1 kg，效果顯著。

綜上所述，本文提出的輕質量、低成本無人機舵面結構優化方案具有可行性。