楊天旗，余雄慶

(南京航空航天大學 飛行器先進設計技術國防重點學科實驗室，江蘇 南京 210016)

無人機小翼隱身結構的質量和剛度優(yōu)化

楊天旗，余雄慶

(南京航空航天大學 飛行器先進設計技術國防重點學科實驗室，江蘇 南京 210016)

為了降低無人機的側向雷達散射截面，提出了一種無人機翼梢小翼的隱身結構布局方案：隱身結構的翼面蒙皮由玻璃鋼制成，主承力件為碳纖維復合材料層板結構，蒙皮與主承力件之間填充吸波材料。為獲得力學特性最佳的主承力結構件的形狀，在建立隱身結構參數(shù)化模型的基礎上，應用有限單元法對隱身結構的強度和剛度進行了分析，并應用多目標遺傳算法對主承力結構件的形狀進行了優(yōu)化，計算后獲得了一組結構質量和翼尖位移最小的解集。優(yōu)化結果為隱身結構方案的確定提供了定量依據(jù)。

無人機；翼梢小翼；隱身結構；有限元分析；優(yōu)化

翼身融合(Blended-Wing-Body，BWB)布局飛機的機翼與機身融合為一個整體，大幅度減小了全機的浸潤面積，降低了摩擦阻力和部件間的干擾阻力，具有升阻比高、隱身性能好的特點，是一種比較理想的無人機氣動布局型式[1]。

為了降低雷達散射截面，軍用BWB布局飛行器通常取消了垂直安定面，使其航向穩(wěn)定性出現(xiàn)了許多不足。針對此問題，學術界和工業(yè)界進行了廣泛的研究，提出了開裂式方向舵等一系列彌補措施[2]。雖然這些措施有效解決了飛行穩(wěn)定性問題，但由于技術復雜程度的提升帶來的設計、制造難度和成本的增加非?？捎^，對飛行器結構質量和氣動性能都帶來了不利影響[3]。其中在翼尖安裝翼梢小翼，雖然能提高飛翼的穩(wěn)定性，還能增加升阻比，但此方案最大的缺點是小翼會顯著增加側向雷達散射截面(Radar Cross Section，RCS)。

從飛行器設計觀點來看，如果把減少飛行器電磁散射的手段不僅僅限于部件表面形狀和材料，而將其擴展到整個部件結構(包括內部結構)，那么提高飛行器隱身性能的另一個思路是將機體上的某些無法避免的強散射部位設計成隱身結構，使其在滿足氣動和結構要求的前提下，RCS能得到有效縮減[4-5]。根據(jù)這一思路，減少BWB布局無人機小翼RCS的一個有效措施就是采用隱身結構。本文以某BWB布局無人機為研究對象[1]，提出一種翼梢小翼的隱身結構設計方案，并從質量和剛度的角度對隱身結構進行優(yōu)化設計。

1 小翼隱身結構的設計方案

BWB布局無人機氣動外形如圖1所示。對該外形的RCS分析表明，在雷達波側向照射時，翼梢小翼是最主要的散射源。

圖1 某BWB布局無人機

為了減少側向RCS，本文設計了一種非傳統(tǒng)的翼面隱身結構方案，如圖2所示。小翼根弦長748mm，梢弦長312mm，翼展730mm。翼面蒙皮由透波性能良好的玻璃鋼制成,以減少翼面雷達回波，主承力件為碳纖維復合材料層板結構。蒙皮與承力件之間的區(qū)域用摻雜有石墨的聚氨酯泡沫填充，這種混合物密度低，易于加工，且具有較好的吸收電磁波的功能[6-7]，同時起到支撐蒙皮、傳遞氣動載荷的作用。為滿足阻抗匹配條件，隱身結構一般按阻抗?jié)u變原則設計，沿厚度方向由外而內吸波材料電阻逐漸減小，導電率逐漸增大。但實際結構很難做到阻抗連續(xù)變化，更可行的方法是將結構做成多層離散介質，電特性逐層變化。因此將泡沫區(qū)域分為3層，一層套一層，尺寸由內至外按一定比例逐漸變大。承力件在小翼根部延伸出一部分作為與機翼連接的插銷。

圖2 小翼隱身結構設計方案示意圖

為了使小翼隱身結構能滿足結構質量和剛度要求，需對隱身結構進行優(yōu)化設計。

2 結構優(yōu)化方法

結構優(yōu)化設計的要求是：翼梢小翼結構在滿足應力和應變約束前提下，通過調整主承力件(碳纖維復合材料層板)的形狀，使結構質量盡可能輕，翼尖位移盡可能小。

結構優(yōu)化問題表述為：以承力件外形和玻璃鋼蒙皮厚度為優(yōu)化變量；承力件和蒙皮滿足應變約束，泡沫件滿足應力約束，承力件在變化過程中不與蒙皮發(fā)生干涉；優(yōu)化目標是使得小翼結構總質量和翼尖位移最小，因此是一個多目標優(yōu)化問題，即在可行域中確定由變量構成的決策矢量，使得一組相互沖突的目標函數(shù)值盡可能同時達到最小[8]。多目標優(yōu)化問題的數(shù)學描述如下：

minF(x)=(F1(x),F2(x),…,Fn(x))T

s.t.gi(x)<0i=1,2,…,phj(x)=0j=1,2,…,q

xL≤x≤xUx=(x1,x2,…,xm)T

式中：F(x)，g(x)，h(x)分別為目標函數(shù)、不等式約束和等式約束；參數(shù)n，p，q為對應函數(shù)個數(shù)；x為決策矢量；m為變量個數(shù)。

多目標優(yōu)化得到的不是一個最優(yōu)解，而是一個Pareto最優(yōu)解集：

對于可行解x*∈X，不存在另一個解x∈X，使所有不等式Fk(x)≤Fk(x*)成立(其中k=1,2,…,n)，則x*稱作該問題的一個Pareto最優(yōu)解。

本文采用基于遺傳算法的多目標優(yōu)化算法NCGA(Neighborhood Cultivation Genetic Algorithm)[9]，求出一組關于質量和小翼位移最小的PARETO解集。設計人員可從該解集中選出最合理的主承力件的形狀。

翼梢小翼結構優(yōu)化流程如圖3所示。實現(xiàn)該流程的一個關鍵是如何自動生成小翼隱身結構分析模型。下一節(jié)將說明結構分析模型自動生成的方法。

圖3 翼梢小翼隱身結構優(yōu)化的流程

3 結構分析模型

3.1結構參數(shù)化方法

結構優(yōu)化中設計變量是玻璃鋼蒙皮厚度和碳纖維承力件(不考慮延伸部分)外形。為尋得全局最優(yōu)解，需要保證碳纖維承力件外形變化的多樣性。針對承力件外形特點，其參數(shù)化方法如圖4所示。建立圖中所示坐標系，其中Z軸垂直于紙面向上。以X-Y平面為對稱面，選取結構件位于對稱面上方的10個角點為關鍵點，以各點坐標為變量并舍去冗余坐標，最終變量數(shù)為10個。

圖4 碳纖維承力件參數(shù)化

3.2有限元建模

有限元自動建模及分析采用PATRAN二次開發(fā)語言PCL(PATRAN Command Language)實現(xiàn)。結構模型的幾何建模、劃分網格、賦予材料屬性、設置邊界條件、求解及輸出計算結果一系列過程都通過批處理命令調用PATRAN運行PCL程序自動完成，批處理代碼為：“patran.exe” -b -sfp PCL_program，PCL程序流程如圖5所示。

圖5 PATRAN二次開發(fā)程序結構

由于小翼結構的厚度較薄，因此可使用殼單元劃分小翼平面，如圖6所示。根據(jù)單元所在位置的結構分層情況及每層厚度，為每個單元鋪設相應的層板復合材料(忽略層間應力，鋪層方向提前給定)，以反映結構分層及厚度變化。其中層板復合材料中鋪設的二維正交異性材料屬性見表1，聚氨酯泡沫模量72.9MPa，泊松比0.252，許用應力2.97MPa，密度300kg/m3。鋪設完成后如圖7所示。

表1 復合材料力學性能

圖6 有限元模型網格劃分

圖7 鋪設完成后的結構模型

模型在碳纖維承力件延伸部分固支，翼面加以0.005MPa均布載荷。通過計算可輸出承力件根部處最大應變、蒙皮的最大應變、泡沫件最大應力、最大翼尖位移及結構總重。

4 優(yōu)化結果分析

圖8所示為結構優(yōu)化后獲得的最優(yōu)解集(Pareto前緣)。從圖中可看出，翼尖位移越小，結構質量越大。原因是隨著承力件厚度和長度增加，翼尖位移也就相應減小。在結構材料中，碳纖維密度最大，隨著承力件體積變大，小翼的平均密度也變大，因此結構總質量增加。

圖8 結構優(yōu)化的Pareto解集

選取最優(yōu)解集中3個解(圖8中三角形標出，序號為1，2和3)，其中解1為質量最輕、但位移最大的方案，解3為質量最大、但位移最小的方案，解2為一個折中方案。這3個解的質量和位移的數(shù)據(jù)見表2，其中Wtotal為單個小翼質量，dmax為翼尖最大位移。3個解對應的承力件外形如圖9所示。設計人員可綜合考慮質量、變形及接下來隱身設計的要求，從解集中確定最合理的結構方案。

表2 選取的結構優(yōu)化最優(yōu)解

圖9 3個解對應的結構外形圖

5 結束語

本文所提結構方案特殊，無法借鑒前人設計經驗，因此需借助優(yōu)化算法進行設計。從文中結果可以看出，方案經過優(yōu)化設計，能正確反映結構性能變化規(guī)律，證明了優(yōu)化算法在新型結構設計中的有效性。文中的結構優(yōu)化結果可為無人機翼梢小翼隱身結構方案的最終確定提供定量依據(jù)。在進一步研究中，將對小翼隱身結構的電磁特性進行優(yōu)化設計，最終實現(xiàn)隱身結構力學特性和電磁特性的綜合優(yōu)化設計。

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MassandstiffnessoptimizationoflowobservablestructureforanUAVwinglet

YANG Tianqi, YU Xiongqing

(Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, Jiangsu Nanjing, 210016, China)

It proposes a low observable structure for an UAV winglet, in which the skin is made of fiberglass, and the primary structure is a carbon fiber composite laminate, and absorbent materials are filled between the skin and the primary structure. Aiming at finding the optimal shape of the primary structure from viewpoint of mechanical property, it builds a parametric geometry model for the low observable structure, establishes the finite element model of the structure for strength and stiffness computations. It presents a multi-objective genetic algorithm to find optimal shapes of the primary structure. After optimization, it obtains a solution set about minimum structural mass and minimum wingtip displacement. The optimization results provide a quantitative basis for design of the low observable structure.

UAV; winglet; low observable structure; finite element analysis; optimization

10.3969/j.issn.2095-509X.2014.11.005

2014-11-06

楊天旗(1989—)，男，四川成都人，南京航空航天大學碩士研究生，主要研究方向為飛行器隱身設計與多學科設計優(yōu)化。

V214

A

2095-509X(2014)11-0021-04