孫曉博,白 真,肖和業(yè),趙志軍,張中洲

(中國(guó)兵器工業(yè)第203研究所,西安 710065)

巡飛彈復(fù)合材料彈翼結(jié)構(gòu)減重優(yōu)化設(shè)計(jì)

孫曉博,白 真,肖和業(yè),趙志軍,張中洲

(中國(guó)兵器工業(yè)第203研究所,西安 710065)

復(fù)合材料彈翼是為巡飛彈提供升力的重要結(jié)構(gòu)部件,其減重設(shè)計(jì)是巡飛彈結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中的難點(diǎn)。文中以巡飛彈復(fù)合材料彈翼結(jié)構(gòu)為研究對(duì)象建立有限元模型,并基于OptiStruct復(fù)合材料多級(jí)優(yōu)化的功能,在剛度、強(qiáng)度及復(fù)合材料鋪層工藝等約束邊界條件下,通過(guò)對(duì)彈翼上下蒙皮和翼梁分級(jí)優(yōu)化,最終使得大展弦比巡飛彈碳纖維復(fù)合材料彈翼結(jié)構(gòu)減重達(dá)61%。

復(fù)合材料;彈翼;優(yōu)化設(shè)計(jì)

0 引言

巡飛彈是無(wú)人機(jī)技術(shù)和彈藥技術(shù)高度融合的新一代武器裝備,其通過(guò)大展弦比彈翼實(shí)現(xiàn)在目標(biāo)區(qū)域上空“巡戈飛行”和“待機(jī)”。大展弦比巡飛彈因彈翼質(zhì)量過(guò)大操縱性受其影響頗大。所以,尋求質(zhì)量輕且剛度大和強(qiáng)度高的彈翼結(jié)構(gòu)至關(guān)重要。

碳纖維環(huán)氧樹(shù)脂基復(fù)合材料具有比重小、剛性好、強(qiáng)度高和成型工藝簡(jiǎn)單等優(yōu)點(diǎn),在空天武器裝備等領(lǐng)域廣泛應(yīng)用于結(jié)構(gòu)的輕量化設(shè)計(jì)。同時(shí),先進(jìn)復(fù)合材料在飛行器結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位用量的多少已經(jīng)成為衡量飛行器先進(jìn)性的重要指標(biāo)之一。因此,大展弦比彈翼選用復(fù)合材料能夠在保證優(yōu)異性能的前提下,實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)質(zhì)量大幅度降低。

復(fù)合材料與傳統(tǒng)金屬材料最大的不同之處是其各向異性的特殊性質(zhì),這種材料在實(shí)際結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中可以根據(jù)傳力路徑布置纖維的走向。復(fù)合材料結(jié)構(gòu)性能與纖維的鋪設(shè)走向、比例與次序關(guān)系非常密切。因此,尋求工程上復(fù)合材料建模與優(yōu)化的方法至關(guān)重要,相關(guān)文獻(xiàn)[1-5]給出了針對(duì)纖維復(fù)合材料結(jié)構(gòu)如何進(jìn)行鋪層優(yōu)化設(shè)計(jì)。其中,基于OptiStrut軟件的結(jié)構(gòu)優(yōu)化算法允許工程結(jié)構(gòu)有限元模型的優(yōu)化設(shè)計(jì),具有運(yùn)用多個(gè)結(jié)構(gòu)響應(yīng)來(lái)定義優(yōu)化的約束條件和目標(biāo)的特點(diǎn),特別適合復(fù)合材料結(jié)構(gòu)工程優(yōu)化分析。因此,本文基于OptiStrut軟件,以巡飛彈復(fù)合材料彈翼為典型結(jié)構(gòu),進(jìn)行減重優(yōu)化設(shè)計(jì),通過(guò)三級(jí)優(yōu)化及增加工藝改進(jìn),獲得優(yōu)化的結(jié)構(gòu)、鋪層形式,由優(yōu)化前后的對(duì)比分析表明優(yōu)化后的彈翼結(jié)構(gòu)在力學(xué)性能約束范圍內(nèi)質(zhì)量明顯下降。

1 OptiStruct結(jié)構(gòu)優(yōu)化介紹

HyperWorks軟件中的OptiStruct模塊主要功能是結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì),其中復(fù)合材料結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)涵蓋了從概念階段到詳細(xì)階段的設(shè)計(jì),主要分為3個(gè)階段的遞進(jìn)式優(yōu)化設(shè)計(jì):自由尺寸優(yōu)化、尺寸優(yōu)化和順序優(yōu)化。

1.1 自由尺寸優(yōu)化

復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在概念設(shè)計(jì)階段往往是把結(jié)構(gòu)有限元模型分為4個(gè)超級(jí)層:0°、±45°和90°,其總厚度為復(fù)合材料層合板厚度。自由尺寸優(yōu)化的設(shè)計(jì)變量是單元密度,優(yōu)化單元密度后形成連續(xù)變化、不等厚的復(fù)合材料層合板。

圖1 超級(jí)層單元模型

1.2 尺寸優(yōu)化

自由尺寸優(yōu)化之后的結(jié)果是每一角度方向鋪層的不等厚板,由自由尺寸的4個(gè)超級(jí)層解析為16個(gè)PLY鋪層,且每一角度有4個(gè)PLY鋪層。由于自由尺寸優(yōu)化之后的單層PLY的形狀不規(guī)則,工藝上很難實(shí)現(xiàn),所以需要進(jìn)行手工剪裁修正以滿足制造要求。每一鋪層PLY的單元厚度是尺寸優(yōu)化階段的設(shè)計(jì)變量。

1.3 順序優(yōu)化

尺寸優(yōu)化之后,得到的是復(fù)合材料結(jié)構(gòu)每一鋪層大小的具體信息,但是工程上詳細(xì)的制造約束還不能滿足。所以O(shè)ptistruct順序優(yōu)化的目的就是在滿足所有的設(shè)計(jì)約束和制造約束的前提下,對(duì)所有的鋪層順序重新進(jìn)行順序優(yōu)化,求得多約束下的目標(biāo)函數(shù)的最優(yōu)解。

2 巡飛彈彈翼模型

該彈翼模型是典型的梁式結(jié)構(gòu):由上下蒙皮和前后翼梁膠接組成。翼型選用NACA0024,翼弦180 mm,翼展800 mm。該模型優(yōu)化時(shí)忽略了復(fù)合材料層合板的濕熱效應(yīng)和膠接失效,只針對(duì)復(fù)合材料鋪層進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。

2.1 有限元模型

蒙皮和翼梁都屬于薄壁結(jié)構(gòu),所以在HyperMesh前處理軟件中對(duì)幾何體蒙皮和翼梁采用Midsurface抽取中面,并基于PCOMP進(jìn)行復(fù)合材料建模。

初始鋪設(shè)順序?yàn)?

蒙皮:[0/45/-45/90]每個(gè)超級(jí)層0.8 mm,蒙皮厚3.2 mm。

翼梁:[0/45/-45/90]每個(gè)超級(jí)層1.5 mm,翼梁厚6 mm。

2.2 材料參數(shù)

復(fù)合材料單層板主要性能:E1=135 000 MPa,E2=8 800 MPa,ν12=0.33,G12=4 500 MPa,Xt=1 548 MPa,Xc=1 226 MPa,Yt=55.5 MPa,Yc=218 MPa,S=89.9 MPa,ρ=1.61×10-9t/mm3。

2.3 工況描述

通過(guò)簡(jiǎn)化邊界和載荷,該巡飛彈彈翼的翼根部施加固定約束,下翼面施加0.06 MPa的等效壓力載荷。

2.4 計(jì)算結(jié)果

由圖2、圖3可知,彈翼的翼尖位移為27.6 mm,應(yīng)變?yōu)? 181×10-6。

圖2 彈翼翼尖位移云圖

圖3 下翼面應(yīng)變?cè)茍D

3 巡飛彈彈翼減重優(yōu)化流程

巡飛彈彈翼優(yōu)化變量選取上下蒙皮和梁的43 624個(gè)CQUAD4殼單元為設(shè)計(jì)變量進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。優(yōu)化邊界約束為:

1)翼尖位移不大于60 mm;

2)拉應(yīng)變不大于9 000×10-6,壓應(yīng)變不大于7 000×10-6;

3)蒙皮和翼梁線性臨界失穩(wěn)不失效,控制屈曲特征值大于1。

3.1 自由尺寸優(yōu)化

自由尺寸優(yōu)化以每一超級(jí)層單元的密度為設(shè)計(jì)變量,并考慮包括質(zhì)量響應(yīng)、翼尖位移響應(yīng)和一階屈曲因子等全局響應(yīng)和每一鋪設(shè)角度比例不超過(guò)60%,±45°成對(duì)鋪設(shè),基本鋪設(shè)單層板厚度為0.1 mm。自由尺寸優(yōu)化后的0°、±45°和90°超級(jí)層厚度在彈翼上下翼面及梁主要分布情況如圖4～圖6所示。優(yōu)化結(jié)果表明:纖維0°超級(jí)層厚度主要集中在翼梁上,這表明整個(gè)結(jié)構(gòu)主要靠翼梁來(lái)承受彎曲。纖維±45°超級(jí)層厚度主要集中在彈翼上表面與梁的連接區(qū)域,主要提升梁、翼面之間力的傳遞能力及其相互間的連接強(qiáng)度。纖維90°超級(jí)層厚度主要集中在彈翼上表面根部,以提升翼在根部抗扭的性能。

圖4 下翼面和梁0°超級(jí)層厚度

圖5 上翼面±45°超級(jí)層厚度

自由尺寸優(yōu)化之后,復(fù)合材料每一角度堆疊的形狀得以確定,優(yōu)化后的單元形狀不同就形成不等厚的復(fù)合材料層合板。在實(shí)際工程中,自由尺寸優(yōu)化后的超級(jí)層解析單元多數(shù)不能被工程直接應(yīng)用,需要進(jìn)一步對(duì)解析后的形狀進(jìn)行剪裁修正。剪裁的原則是盡可能保留自由尺寸優(yōu)化后的形狀,進(jìn)行修補(bǔ)以便于工程剪裁制造。當(dāng)然,剪裁后的整個(gè)結(jié)構(gòu)質(zhì)量會(huì)有所上升。圖7白色區(qū)域?yàn)樯弦砻孀杂沙叽鐑?yōu)化后鋪層信息,經(jīng)過(guò)手工剪裁,圖8是剪裁后的形狀。

圖6 上翼面90°超級(jí)層厚度

圖7 上翼面0°優(yōu)化后鋪層形狀

圖8 上翼面0°工藝修正后形狀

3.2 層組尺寸優(yōu)化

分析中建立了以質(zhì)量為目標(biāo)函數(shù),以翼尖位移、屈曲因子、復(fù)合材料應(yīng)變和Hoffman失效系數(shù)為約束,以上下蒙皮和前后梁?jiǎn)卧穸葹樵O(shè)計(jì)變量的優(yōu)化模型。優(yōu)化的復(fù)合材料拉應(yīng)變約束小于9 000×10-6,壓應(yīng)變約束小于7 000×10-6。經(jīng)過(guò)迭代,其上、下翼面和翼梁的厚度分布如圖9和圖10所示。在翼面的根部及翼面與翼梁的連接處厚度最大,這能提升整個(gè)彈翼結(jié)構(gòu)的抗彎能力及內(nèi)部連接強(qiáng)度。

圖9 尺寸優(yōu)化后下翼面和梁厚度分布

圖10 尺寸優(yōu)化后上翼面厚度分布

尺寸優(yōu)化后,使得所有的復(fù)合材料層組都限制在由基本厚度為0.1 mm的單層板堆疊成的不等厚的蒙皮和翼梁。

3.3 順序優(yōu)化

順序優(yōu)化用于決定復(fù)合材料結(jié)構(gòu)最終的鋪設(shè)順序,需要考慮所有的響應(yīng)及制造約束,除了尺寸優(yōu)化階段所包含的約束之外,還需要施加工程制造約束如:同一方向鋪層一般不能超過(guò)4層;±45°鋪層成對(duì)出現(xiàn);最外鋪層使用±45°的鋪層。最終優(yōu)化的順序?yàn)?

上蒙皮:[45/-45/03/902/0/904/04/(45/-45)4]

下蒙皮:[45/-45/04/45/-45/90/0/90/0/902]

前梁:[45/-45/02/90/04/90/04/90/02/45/-45/0/45/-45/90/45/-45/45/-45/0/902]

后梁:[45/-45/03/90/0/90/0/90/02/45/-45/02/902/0/(45/-45)4/0]

4 優(yōu)化結(jié)果

在大展弦比巡飛彈復(fù)合材料彈翼模型位移約束邊界條件下,通過(guò)復(fù)合材料鋪層的自由尺寸優(yōu)化、尺寸優(yōu)化和順序優(yōu)化后,其彈翼尖位移、應(yīng)變、質(zhì)量和一階屈曲特征值的變化關(guān)系如表1所示。在滿足約束邊界的條件下,通過(guò)優(yōu)化整個(gè)彈翼減重達(dá)到61%,進(jìn)而實(shí)現(xiàn)彈翼的減重優(yōu)化設(shè)計(jì);同時(shí)表明該復(fù)合材料結(jié)構(gòu)減重優(yōu)化方法具有很強(qiáng)的工程應(yīng)用意義。因此可將此種優(yōu)化方法應(yīng)用到其他復(fù)合材料結(jié)構(gòu)有限元模型進(jìn)行結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)達(dá)到減重要求。

表1 復(fù)合材料彈翼優(yōu)化結(jié)果對(duì)比

5 結(jié)論

本文以大展弦比巡飛彈碳纖維復(fù)合材料彈翼為研究對(duì)象,首先建立了碳纖維復(fù)合材料彈翼的有限元模型。然后基于OptiStruct軟件,施加力學(xué)載荷、邊界約束,設(shè)定應(yīng)變、一階屈曲特征值和Hoffman實(shí)效系數(shù)等優(yōu)化約束條件。同時(shí),考慮碳纖維單層板剪裁、模壓工藝情況,通過(guò)對(duì)彈翼下蒙皮和翼梁自由尺寸、尺寸及層組順序優(yōu)化,將彈翼質(zhì)量降低了61%。實(shí)現(xiàn)了對(duì)復(fù)合材料彈翼的減重優(yōu)化,驗(yàn)證了該復(fù)合材料彈翼減重優(yōu)化手段的有效性。不僅如此,該優(yōu)化方法還可拓展用于其他復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的減重設(shè)計(jì),對(duì)于實(shí)際的工程復(fù)合材料減重和優(yōu)化有很強(qiáng)的指導(dǎo)作用。

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Light Weight and Optimization Design of Composite Material Missile Wing of Loitering Munitions

SUN Xiaobo,BAI Zhen,XIAO Heye,ZHAO Zhijun,ZHANG Zhongzhou

(No.203 Research Institute of China Ordnance Industries, Xi’an 710065, China)

Composite material missile wing was an important component to provide lift for loitering munition, and the light weight design was the difficulty in structural design of loitering munition. Choosing the composite material missile wing structure of loitering munition as the research object, the finite element model was established. Based on the multi-level optimization function of OptiStruct composite material, and under the condition of the stiffness and strength of composite material coating technology constraints, through the classification optimization of up-and-down skin and spar of missile wing, finally the reduction of the carbon fibre composite material missile wing structure of the high aspect ratio loitering munition was up to 61%.

composite material; missile wing; optimization design

2016-06-24

孫曉博(1989-),男,陜西合陽(yáng)人,助理工程師,碩士研究生,研究方向:飛行器結(jié)構(gòu)與優(yōu)化設(shè)計(jì)。

TJ03;V214.8

A