張振華 田志華 孫虎膽

摘? ?要：在某大型無人機的空速管安裝結(jié)構(gòu)設計過程中，首先針對設計要求和參數(shù)限制進行初步方案設計，滿足了剛強度和功能要求，但整體重量超限。通過分析安裝結(jié)構(gòu)的空間布局限制、空速管結(jié)構(gòu)安裝特點、受過載時的傳力形式和結(jié)構(gòu)剛度的分配需求進行了優(yōu)化設計和改進，從而得到了相同剛強度下重量更輕、制造更簡單、安裝更方便的結(jié)構(gòu)方案。

關(guān)鍵詞：無人機? 空速管安裝? 結(jié)構(gòu)設計? 優(yōu)化

中圖分類號：V279? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文獻標識碼：A? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? 文章編號：1674-098X（2019）05（a）-0014-02

1? 研究背景

在筆者參與設計的一款大型無人機改型研制項目中，需要在現(xiàn)有機體結(jié)構(gòu)上加裝一款新空速管。經(jīng)前期論證，認為機頭結(jié)構(gòu)簡單剛度較大、設備安裝空間大且方便檢修維護，可將空速管安裝在機頭前端。并且距離機頭前端越遠，則被測處的空氣受機體的擾動影響就越小，探測到的靜壓就越接近真實大氣靜壓[1]。

2? 空速管安裝要求

空速管總長約800mm，管外徑最大為φ40，安裝段管徑為φ36，安裝界面到偏航風標后緣約為80mm，整體重量為1.9kg，安裝要求如下。

（1）沿飛機航向通過8處M5螺孔進行安裝，其軸線與飛機縱軸平行并位于左右對稱面內(nèi)。偏航風標零位在左右對稱面內(nèi)或平行，角度安裝誤差應≤0.5°;

（2）偏航風標后緣距離機頭前端點的縱向距離應≥400mm;

（3）空速管的安裝結(jié)構(gòu)應≤3kg，且在法向3g過載時安裝界面處的最大變形量應≤2.0mm。

3? 初步設計

該無人機翼展約12m，最大起飛重量約為1.8t，采用雙發(fā)正常式布局，全復合材料機體。機頭段主要由蒙皮、1號框、頭部整流罩、檢修門等結(jié)構(gòu)組成。

頭部整流罩可快速拆裝，通過快拆螺釘與1號框彎邊連接。1號框整體剛度較大，其腹板上設有若干托板螺母安裝孔，可安裝雷達等機載設備，因此空速管的安裝結(jié)構(gòu)可設計安裝在1號框的腹板上。

要保證空速管的縱向安裝距離，則需要足夠長的安裝管突出機頭整流罩。將安裝管等效為懸臂梁結(jié)構(gòu)，法向過載時其根部彎矩最大，應設計斜撐結(jié)構(gòu)以減小懸臂長度，進而控制空速管安裝界面處的最大變形量。經(jīng)初步設計，安裝架的安裝效果如圖1所示。

安裝架的框和肋選用L型和C型6061-T6型材，接頭和底座選用6061-T6棒材，安裝管選用6061-T6管材。所有零部件加工完成后主要鉚接和焊接完成裝配。經(jīng)過工程力學初步計算，安裝管規(guī)格確認為外徑φ42mm內(nèi)徑φ36mm。經(jīng)CATIA建模并進行靜力分析，得到的法向3g過載下最大應力（懸臂根部處）約為31MPa，遠小于該材料的屈服強度241MPa[2];最大變形（安裝界面處）約為1.34mm，小于2mm的最大變形要求（如圖2所示）。

安裝架初步結(jié)構(gòu)方案共含16個零件及若干鉚釘，裝配完成后預計總重約為4.0kg，超出3kg的重量限制。

4? 優(yōu)化設計

初步方案雖然可以滿足空速管的安裝和剛度要求，但超出重量限制。分析圖3可以發(fā)現(xiàn)：安裝架的主要變形零件為安裝管的懸臂段，斜撐區(qū)域結(jié)構(gòu)整體剛度較大，并未明顯變形;斜撐區(qū)域結(jié)構(gòu)裝配相對復雜，重量較大且美觀度欠佳;飛機做俯仰機動時左右兩側(cè)的C型肋并未有效參與受載傳力，做偏航機動時上下兩側(cè)的C型肋同樣未有效參與受載傳力。

因此，可以對斜撐區(qū)域的結(jié)構(gòu)進行簡化。經(jīng)過重新設計，4根C型肋改為2根外徑φ20mm內(nèi)徑φ16mm管材且布置在安裝管斜上側(cè)，與1號框連接的5根框改為整體鋁板銑切而成，裝配連接改為全焊接。優(yōu)化后的安裝架的安裝效果如圖3所示。

優(yōu)化后的安裝架僅用4個零件焊接而成，斜拉管，底板通過7個M8螺釘與1號框連接，安裝架總重量約為1.8kg，小于3kg的重量限制。且由于采用外徑較小的管材，支撐點可前移100mm左右，使得懸臂長度減小。斜拉管可同時在俯仰和偏航機動中承受載荷，提高了結(jié)構(gòu)傳力效率。經(jīng)過仿真計算，最大應力約為42MPa，最大變形約為1.29mm（如圖4所示），相比優(yōu)化前剛強度變化不大，但整體重量降低了55%。

5? 結(jié)語

飛機結(jié)構(gòu)加改裝設計往往不如正向設計過程可以盡量多的兼顧各個要求，而會受到現(xiàn)有結(jié)構(gòu)的影響和制約。因此在有限的空間和條件下盡可能按傳力方式、剛強度需求、優(yōu)化材料和工藝、精簡裝配步驟等方式進行結(jié)構(gòu)方案設計[3]，再通過先進的計算機設計手段和分析軟件進行相關(guān)力學分析和驗證[4]即可得到優(yōu)化結(jié)果。

參考文獻

[1] 許小妹.某型機空速管安裝支架結(jié)構(gòu)設計及裝配過程分析[J].教練機，2018（4）：33-37.

[2] 周士乾.飛機設計手冊：第3冊材料（下）[M].北京：航空工業(yè)出版社，2004.

[3] 陶梅貞.現(xiàn)代飛機結(jié)構(gòu)綜合設計[M].西安：西北工業(yè)大學出版社，2001.

[4] 費東年，王軍，高尚書.浮空器設備掛架結(jié)構(gòu)總體設計[J].科學技術(shù)與工程，2012，12（8）：1968-1972.