吳繼斌，宋　軍，姜年朝

(南京模擬技術(shù)研究所，江蘇南京210016)

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模態(tài)分析和試驗(yàn)技術(shù)在某型無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)中的應(yīng)用

吳繼斌，宋軍，姜年朝

(南京模擬技術(shù)研究所，江蘇南京210016)

摘要：結(jié)構(gòu)的動(dòng)特性是無(wú)人機(jī)關(guān)鍵特性，能為其回收響應(yīng)分析提供重要的依據(jù)?；谟邢拊霸囼?yàn)測(cè)試技術(shù)，對(duì)某型無(wú)人機(jī)開(kāi)展了模態(tài)分析，得出該型無(wú)人機(jī)的前4階固有頻率。仿真分析結(jié)果和試驗(yàn)測(cè)試結(jié)果相一致，為下一階段該型無(wú)人機(jī)回收響應(yīng)分析提供了可靠的依據(jù)。

關(guān)鍵詞:無(wú)人機(jī)模態(tài)分析模態(tài)試驗(yàn)固有頻率

0引言

隨著無(wú)人機(jī)研發(fā)技術(shù)的不斷進(jìn)步，對(duì)無(wú)人飛行器結(jié)構(gòu)系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)特性及可靠性的要求日益嚴(yán)格，從總體設(shè)計(jì)階段開(kāi)始，就要求結(jié)構(gòu)系統(tǒng)的力學(xué)指標(biāo)滿足特定的要求。而建立能準(zhǔn)確反映結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)特性的分析模型是復(fù)雜結(jié)構(gòu)系統(tǒng)動(dòng)態(tài)設(shè)計(jì)的前提[1-3]。多數(shù)動(dòng)力分析的第一步都是進(jìn)行特征值分析，計(jì)算結(jié)構(gòu)的固有頻率和振型[4]。結(jié)構(gòu)的固有頻率和振型為設(shè)計(jì)決策提供了足夠的信息，如通過(guò)模態(tài)分析可以認(rèn)識(shí)在不同動(dòng)力響應(yīng)載荷作用下，結(jié)構(gòu)的動(dòng)力響應(yīng)是怎么樣的，有助于在其他動(dòng)力分析中控制計(jì)算規(guī)模[5-6]。

為了掌握某型無(wú)人機(jī)的結(jié)構(gòu)動(dòng)特性，為其回收響應(yīng)分析提供可靠的依據(jù)，使用有限元軟件對(duì)某型無(wú)人機(jī)進(jìn)行模態(tài)分析，并將其固有頻率及振型與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，驗(yàn)證了仿真結(jié)果的有效性。

1某型無(wú)人機(jī)簡(jiǎn)介

某型無(wú)人機(jī)主要用作高炮及近程導(dǎo)彈訓(xùn)練、武器定型、武器校標(biāo)等的空中靶標(biāo)，使用雙缸活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)作動(dòng)力，火箭助推起飛，傘降加減震滑橇回收。機(jī)體為系統(tǒng)的承載體，機(jī)體結(jié)構(gòu)可分為機(jī)身、機(jī)翼、平尾及垂尾等部分。

機(jī)身采用蒙皮式結(jié)構(gòu)，其結(jié)構(gòu)特點(diǎn)是沒(méi)有大梁和桁條，由蒙皮、框板和隔板組成，這樣的機(jī)身結(jié)構(gòu)有很大的抗扭剛度，易于保持外形。機(jī)身蒙皮為復(fù)合材料，具有較高的比強(qiáng)度?？虬逵糜谥螜C(jī)身板件，將機(jī)身分成大小不等的設(shè)備艙，第一框安裝發(fā)動(dòng)機(jī)，承受較大的力量，為鋁合金材料，其它各框由航空樺木層板表面貼玻纖布制成。隔板主要用于安裝各機(jī)上設(shè)備，材料為航空樺木層板。

機(jī)翼是無(wú)人機(jī)的主升力面。機(jī)翼連接在機(jī)身上，其主要功用是產(chǎn)生無(wú)人機(jī)飛行所需的升力，保證無(wú)人機(jī)在戰(zhàn)技術(shù)要求所規(guī)定的所有飛行狀態(tài)下的飛行性能和機(jī)動(dòng)性能[7-8]。機(jī)翼由上蒙皮、下蒙皮、根肋板、梢肋板及大梁和后檣組成，上、下蒙皮由高強(qiáng)玻璃布及蜂窩夾芯材料糊制而成。機(jī)翼大梁為盒式結(jié)構(gòu)，由鋁合金及航空樺木板膠合而成，是機(jī)翼的主要承力部件。機(jī)翼所受力量由機(jī)翼大梁及后檣接頭傳遞到機(jī)身隔艙板上。機(jī)翼肋板材料為航空層板，分根肋及梢肋。

平尾及垂尾結(jié)構(gòu)與機(jī)翼相似，亦由蒙皮、根肋、梁等結(jié)構(gòu)件組成。平尾與機(jī)身通過(guò)前后梁結(jié)頭連結(jié)。垂尾主要作用是保證無(wú)人機(jī)飛行時(shí)的航向安定性，用玻璃纖維布與機(jī)身膠結(jié)成一體。

2有限元分析

2.1建模及網(wǎng)格劃分

實(shí)際的無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)較為復(fù)雜，為了便于有限元分析，對(duì)某些不參與總體受力的零件可不包含在有限元分析模型中。分析模型的簡(jiǎn)化總原則為：盡可能接近真實(shí)結(jié)構(gòu)，反映實(shí)際結(jié)構(gòu)傳力路線、受載特點(diǎn)、變形情況、模態(tài)特征等。本文使用UG 建立三維幾何模型如圖，根據(jù)無(wú)人機(jī)機(jī)體的結(jié)構(gòu)形式，將其簡(jiǎn)化為板殼結(jié)構(gòu)有限元模型。板殼單元是可以承受拉、壓、彎、剪的平面單元。采用Quad4四邊形單元進(jìn)行網(wǎng)格劃分，共6 668個(gè)結(jié)點(diǎn)，7 291個(gè)單元(圖1、圖2)。

圖1　整機(jī)三維幾何模型　　圖2　整機(jī)三維有限元模型

2.2材料參數(shù)選擇

該無(wú)人機(jī)機(jī)體其使用了航空樺木、2Al2T4鋁合金、高強(qiáng)玻璃纖維布、紙蜂窩等多種材料。材料參數(shù)如下所列：

1)航空樺木(正交各向異性材料，下標(biāo)“L”表示順紋方向，下標(biāo)“T”表示橫紋方向)

EL=11 770 MPaET=7 848 MPa

GLT=883 MPaμLT=0.08

ρ=0.8×103kg/m3

2)2A12T4

EL=70 560 MPaGLT=883 MPa

μLT=0.3ρ=2.7×103kg/m3

3)蜂窩夾芯板[(0/90°)/(±45°)/蜂窩/(±45°)/(0/90°)](上下各一層±45°，一層(0/90°)高強(qiáng)玻璃布)(正交各向異性材料)

EL=14 883 MPaET=14 883 MPa

G=6 649 MPaμLT=0.27

ρ=1.8×103kg/m3

4) (±45°)高強(qiáng)玻璃布(正交各向異性材料)

EL=10 360 MPaET=10 360 MPa

G=8 148 MPaμLT=0.47

ρ=1.8×103kg/m3

2.3分析結(jié)果

使用有限元軟件對(duì)某無(wú)人機(jī)進(jìn)行有限元模態(tài)分析，該型無(wú)人機(jī)的前4階固有頻率分別為：9.08 Hz、17.10 Hz、27.44 Hz及39.68 Hz。圖3至圖6為該型無(wú)人機(jī)前4階模態(tài)的有限元分析結(jié)果示意圖。

3試驗(yàn)分析

為了驗(yàn)證有限元分析的準(zhǔn)確性，對(duì)該型無(wú)人機(jī)開(kāi)展模態(tài)測(cè)試試驗(yàn)。試驗(yàn)得出該機(jī)型前4階固有頻率分別為：8.38 Hz、17.00 Hz、27.37 Hz及42.42 Hz。

圖7至圖10為該型無(wú)人機(jī)前4階模態(tài)的試驗(yàn)分析結(jié)果示意圖。

通過(guò)前4階固有頻率分析可知，該型無(wú)人機(jī)有限元分析模態(tài)振型與試驗(yàn)測(cè)試結(jié)果相符，從表1中可知仿真分析與試驗(yàn)測(cè)試振型頻率接近，誤差在工程可接受的范圍之內(nèi)，具有良好的一致性。

表1

固有模態(tài)頻率分析結(jié)果對(duì)比/Hz

4結(jié)論

本文研究了某型無(wú)人機(jī)基于有限元及試驗(yàn)的模態(tài)分析技術(shù)，對(duì)某型無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)進(jìn)行分析，建立其有限元模型，進(jìn)行模態(tài)分析。通過(guò)仿真結(jié)果的前幾階固有頻率和振型與振動(dòng)模態(tài)試驗(yàn)結(jié)果比較，可知仿真值與實(shí)驗(yàn)測(cè)試值具有良好的一致性，說(shuō)明無(wú)人機(jī)機(jī)體有限元模型能夠有效反映其結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)特性，該模態(tài)分析的有限元分析模型和仿真分析結(jié)果可以為下階段的回收響應(yīng)分析所用。

參考文獻(xiàn)

[1]祝小平,向錦武,張才文，等.無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)[M].北京:國(guó)防工業(yè)出版社,2007.

[2]陶梅貞.現(xiàn)代飛機(jī)結(jié)構(gòu)綜合設(shè)計(jì)[M].西安:西北工業(yè)大學(xué)出版社,2001.

[3]飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)總編委會(huì).飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)-載荷、強(qiáng)度和剛度:第9冊(cè)[M].北京:航空工業(yè)出版社,2001.

[4]楊劍.MD Nastran 有限元實(shí)例教程[M].北京：機(jī)械工業(yè)出版社,2007:51-70.

[5]王瑁成，邵敏.有限元法基本原理和數(shù)值方法 [M].北京:清華大學(xué)出版社,2003.

[6]郭勤濤,張令彌,費(fèi)慶國(guó).結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)有限元模型修正的發(fā)展——模型確認(rèn)[J].力學(xué)進(jìn)展,2006,36(1):36-42.

[7]Michael C.Y.Niu 著.實(shí)用飛機(jī)結(jié)構(gòu)工程設(shè)計(jì)[M].程小全，譯. 北京,航空工業(yè)出版社,2008:66-80.

[8]魏瑞軒,李學(xué)仁.無(wú)人機(jī)系統(tǒng)及作戰(zhàn)使用[M].北京國(guó)防工業(yè)出版社,2009:52-56.

The application of modal analysis and test in the design of an unmanned aircraft

WU Jibin, SONG Jun, JIANG Nianzhao

Abstract:The dynamic characteristics are the key characteristics of the unmanned aircraft, which can provide important basis for the analysis of the recovery and response of the aircraft. Based on finite element analysis and tests, we carried out modal analysis of an unmanned aircraft, and obtained its natural frequency under the first four modes. The result of the simulation was consistent with that of the tests. This study has provided reliable basis for further analysis of the recovery and response of the unmanned aircraft.

Keywords:unmanned aircraft; modal analysis; modal test; natural frequency

收稿日期：2015-09-30

作者簡(jiǎn)介：吳繼斌(1974-),男,籍貫：江蘇如皋,工程師,研究方向:無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。

中圖分類號(hào)：V215.2

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

文章編號(hào)：1002-6886(2016)02-0027-03