張曉木，王克選，陳剛，涂金崠

(南京模擬技術(shù)研究所，江蘇 南京 210016)

0 引言

近年來隨著防空武器系統(tǒng)的不斷發(fā)展，軍事訓(xùn)練領(lǐng)域?qū)o人機(jī)性能提出了更高的要求。因此國內(nèi)外相關(guān)廠商不斷推出新的靶用型無人機(jī)[1]。為取得良好的氣動(dòng)性能，許多新型號(hào)無人機(jī)的氣動(dòng)控制面位于機(jī)身下側(cè)。

為滿足不同地形條件下可多次重復(fù)使用的訓(xùn)練需求，靶用型無人機(jī)一般采用火箭助推方式起飛，降落傘+氣囊方式回收。針對該種應(yīng)用模式，布置在無人機(jī)機(jī)身下側(cè)的氣動(dòng)控制面多采用易損式結(jié)構(gòu)。無人機(jī)落地回收時(shí)氣動(dòng)控制面在外力作用下?lián)p壞，避免損傷機(jī)身。由于這種結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度、剛度較差，無法承受較大氣動(dòng)載荷，使用范圍受到一定限制。

本文針對上述問題設(shè)計(jì)了一種脫落式氣動(dòng)控制面結(jié)構(gòu)，確定了主要設(shè)計(jì)參數(shù)并進(jìn)行了強(qiáng)度校核[2-9]。實(shí)際飛行結(jié)果表明：該結(jié)構(gòu)可滿足某型無人機(jī)飛行過程中較大氣動(dòng)載荷作用下的強(qiáng)度和剛度要求；可在回收落地前與機(jī)身主動(dòng)分離，有效避免了觸地時(shí)的機(jī)身損傷。

1 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

某型無人機(jī)采用大長細(xì)比機(jī)身、小展弦比上單翼、尾部帶有平尾及下側(cè)V形雙腹鰭的氣動(dòng)布局(圖1)。

圖1 某型無人機(jī)氣動(dòng)布局示意圖

根據(jù)氣動(dòng)評(píng)估，腹鰭結(jié)構(gòu)的裝配精度、強(qiáng)度和剛度對某型無人機(jī)的橫側(cè)向穩(wěn)定性影響較大，如采用易損式結(jié)構(gòu)不能滿足總體指標(biāo)要求。針對該型無人機(jī)的氣動(dòng)特點(diǎn)和使用環(huán)境設(shè)計(jì)了脫落式腹鰭結(jié)構(gòu)。

1.1 爆炸螺栓結(jié)構(gòu)

爆炸螺栓屬于電發(fā)火類動(dòng)力源火工品，其作用原理是在外界電能作用下引燃爆炸螺栓內(nèi)的電點(diǎn)火頭，進(jìn)而點(diǎn)燃火焰雷管。通過雷管爆炸產(chǎn)生的爆轟波使爆炸螺栓在斷裂帶處分離，從而完成預(yù)定功能。爆炸螺栓結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖2 爆炸螺栓結(jié)構(gòu)示意圖

1.2 腹鰭連接結(jié)構(gòu)

基于某型無人機(jī)飛行、回收時(shí)的使用特點(diǎn)，設(shè)計(jì)了脫落式腹鰭結(jié)構(gòu)(圖3)，主要由前框、后框、連接塊和腹鰭根肋組成。前框、后框通過結(jié)構(gòu)膠與尾罩板件連接，腹鰭根肋在腹鰭成型過程中預(yù)埋。連接塊通過螺栓與前框、后框連接，連接塊與腹鰭根肋接觸面為楔形，通過擰緊爆炸螺栓使配合面緊密貼合。

圖3 脫落式腹鰭結(jié)構(gòu)示意圖

無人機(jī)飛行過程，爆炸螺栓的預(yù)緊力在楔形面上產(chǎn)生正壓力，平衡腹鰭上的氣動(dòng)載荷；無人機(jī)回收過程，飛行控制系統(tǒng)綜合判定條件滿足時(shí)，發(fā)出指令引爆爆炸螺栓，腹鰭在自身重力和爆炸螺栓的沖擊力作用下，與尾段分離。

a)楔形面夾角

連接塊與腹鰭根肋為楔形面配合(圖4)，需確定合理的角度α，使其正常工作時(shí)，能夠承受飛行過程中的氣動(dòng)力；爆炸螺栓拉力消失后，兩者能順利分離。

圖4 鍥形面夾角示意圖

不考慮重力條件下，當(dāng)爆炸螺栓拉緊時(shí)，配合面上正壓力產(chǎn)生的摩檫力沿配合面向外，與拉緊力平衡；當(dāng)爆炸螺栓拉力消失時(shí)，配合面上的正壓力產(chǎn)生的摩檫力沿配合面向內(nèi)，阻止兩者分離。如圖5所示。

圖5 楔形配合面受力示意圖

為保證兩者能順利分離，在水平方向上正壓力的合力應(yīng)大于摩檫力的合力，即

(1)

換算后

α>2×arctanμ

(2)

本方案中連接塊材料為合金鋼，腹鰭根肋材料為硬鋁。鋁與鋼接觸面摩檫系數(shù)μ=0.17，帶入公式(2)內(nèi)可得α>19.3°，取角度α=20°。

b)爆炸螺栓預(yù)緊力

爆炸螺栓裝配時(shí)可使用扭力扳手設(shè)定轉(zhuǎn)矩，不同轉(zhuǎn)矩對應(yīng)不同的預(yù)緊力。為確定爆炸螺栓合適的預(yù)緊力，使用2個(gè)爆炸螺栓，2個(gè)仿制爆炸螺栓的螺栓體在DDL300電子萬能試驗(yàn)機(jī)進(jìn)行了拉力試驗(yàn)，得到了轉(zhuǎn)矩-拉力曲線圖和爆炸螺栓的拉力-位移曲線圖。

1)轉(zhuǎn)矩-拉力曲線圖

螺栓頭部為一字形插槽，在使用較大轉(zhuǎn)矩?cái)Q緊時(shí)，螺栓頭部分損壞，未能將所有螺栓的轉(zhuǎn)矩達(dá)到20Nm。測試數(shù)據(jù)記錄如表1所示。

表1 不同轉(zhuǎn)矩-預(yù)緊力對應(yīng)數(shù)據(jù)

對應(yīng)的轉(zhuǎn)矩-預(yù)緊力曲線如圖6所示。

圖6 轉(zhuǎn)矩-預(yù)緊力曲線

根據(jù)曲線圖看出，轉(zhuǎn)矩與拉力基本呈線性關(guān)系。

2)拉力-位移曲線圖

兩個(gè)爆炸螺栓拉力-位移曲線如圖7所示。

圖7 兩個(gè)爆炸螺栓拉力-位移曲線圖

根據(jù)圖7可知，該爆炸螺栓試驗(yàn)件拉斷時(shí)，拉力為7 616 N，危險(xiǎn)截面面積為12.89 mm2，拉伸強(qiáng)度(MPa)計(jì)算公式為

(3)

式中：Pb為載荷，N；S為試樣危險(xiǎn)截面面積，mm2。

求得σb=590.8MPa，與表2中查詢到的45鋼拉伸性能基本相同。

表2 45鋼的拉伸性能表

對應(yīng)表2，可知所選爆炸螺栓的σp0.2范圍為315MPa～355MPa，且σp0.2≈σs。對于一般聯(lián)接用的碳素鋼螺栓聯(lián)接預(yù)緊力F0=(0.6～0.7)σsS[10]。將數(shù)據(jù)代入可得：

Fmin=0.6×315×12.89=2 436 (N)

Fmax=0.7×355×12.89=3 203 (N)

即預(yù)緊力2 436 N≤F0≤3 203N。根據(jù)試驗(yàn)所得數(shù)據(jù)列，可知當(dāng)轉(zhuǎn)矩為9Nm時(shí)，滿足預(yù)緊力要求。

2 有限元分析

2.1 整體強(qiáng)度校核

1)網(wǎng)格劃分

依據(jù)結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，保證腹鰭外形幾何一致性，建立有限元模型(圖8)。腹鰭蒙皮為板殼結(jié)構(gòu)，選取Shell181單元；其余結(jié)構(gòu)為實(shí)體結(jié)構(gòu)，選取SOLID45單元。體單元與殼單元之間采用共節(jié)點(diǎn)單元方法進(jìn)行力傳遞。

圖8 腹鰭結(jié)構(gòu)有限元模型示意圖

2)載荷與邊界工況

將氣動(dòng)載荷分區(qū)域等效作用在有限元模型上進(jìn)行分析(圖9)。具體等效方案：將腹鰭按蒙皮表面的弦向和展向劃為20個(gè)區(qū)域，并且計(jì)算每個(gè)區(qū)域的氣動(dòng)載荷合力，再根據(jù)相應(yīng)區(qū)域有限元網(wǎng)格結(jié)點(diǎn)數(shù)，將對應(yīng)的氣動(dòng)載荷合力平均作用在每一個(gè)結(jié)點(diǎn)上。

圖9 等效氣動(dòng)載荷作用示意圖

連接塊4個(gè)螺栓孔采用固支約束，與腹鰭根肋配合面采用MPC單元連接；爆炸螺栓采用MPC184單元來傳遞載荷。

3)模型材料屬性

有限元模型的材料屬性如表3所示。

表3 有限元模型材料屬性

4)計(jì)算結(jié)果

根據(jù)建立的模型進(jìn)行靜力非線性計(jì)算，統(tǒng)計(jì)關(guān)鍵部件的最大應(yīng)力，計(jì)算得出其安全系數(shù)見表4。

表4 計(jì)算結(jié)果統(tǒng)計(jì)表

根據(jù)上述計(jì)算分析可知：腹鰭連接結(jié)構(gòu)各組件強(qiáng)度和安全系數(shù)滿足設(shè)計(jì)要求。

2.2 爆炸螺栓強(qiáng)度校核

1)網(wǎng)格劃分

在腹鰭整體強(qiáng)度校核中，為提高計(jì)算效率，連接塊與根肋設(shè)置為共節(jié)點(diǎn)，爆炸螺栓采用MPC184單元模擬，導(dǎo)致連接塊承力較小。為提高計(jì)算精確度，本次計(jì)算連接塊與腹鰭根肋采用接觸連接，建立連接塊、腹鰭根肋和爆炸螺栓局部有限模型(圖10)。

圖10 爆炸螺栓強(qiáng)度校核模型

2)載荷和邊界條件

連接塊與根肋采用接觸連接，接觸摩擦系數(shù)為0.17；連接塊螺栓孔固支約束，在腹鰭壓心位置施加集中載荷(Fx=-43.249N，F(xiàn)y=596.183N，F(xiàn)z=1 208.211N)，采用MPC單元與根肋相連；螺栓預(yù)緊力取爆炸螺栓兩端懸空剖面施加對稱載荷仿效預(yù)緊效果(圖11)。

圖11 有限元模型載荷和邊界條件

3)計(jì)算結(jié)果

采用接觸非線性運(yùn)算，統(tǒng)計(jì)各部件的最大應(yīng)力，計(jì)算得出其安全系數(shù)見表5。各部件應(yīng)力云圖如圖12所示。

表5 計(jì)算結(jié)果統(tǒng)計(jì)表

圖12 各部件應(yīng)力云圖

根據(jù)上述計(jì)算分析可知，腹鰭根肋與連接塊應(yīng)力有所增大，但仍在強(qiáng)度允許范圍內(nèi)，各組件安全系數(shù)均>1.5。

3 飛行驗(yàn)證

使用該連接結(jié)構(gòu)的某型無人機(jī)在外場進(jìn)行了多個(gè)架次的飛行，飛行過程姿態(tài)平穩(wěn)，能夠按照預(yù)設(shè)航向穩(wěn)定飛行；可根據(jù)地面指令要求執(zhí)行爬升、俯沖、盤旋等動(dòng)作。無人機(jī)回收過程腹鰭可按預(yù)定程序脫落。圖13、圖14為某型無人機(jī)某架次飛行姿態(tài)、速度、高度等數(shù)據(jù)曲線。

圖13 姿態(tài)、航向曲線

圖14 速度、高度、轉(zhuǎn)速曲線

4 結(jié)語

1)為適應(yīng)軍事訓(xùn)練領(lǐng)域無人機(jī)的應(yīng)用場景，本文針對氣動(dòng)控制面在機(jī)身下側(cè)布局的無人機(jī)設(shè)計(jì)了一種脫落式結(jié)構(gòu)；

2)結(jié)合理論計(jì)算和試驗(yàn)確定了鍥形面夾角(20°)、預(yù)緊力(9Nm)等關(guān)鍵設(shè)計(jì)參數(shù)；

3)對該連接結(jié)構(gòu)進(jìn)行了有限元分析，各結(jié)構(gòu)件應(yīng)力及安全系數(shù)滿足設(shè)計(jì)要求；

4)采用該結(jié)構(gòu)型式的某型無人機(jī)在外場進(jìn)行了多個(gè)架次的飛行，飛行結(jié)果表明該結(jié)構(gòu)滿足使用要求；

5)在回收過程中，該結(jié)構(gòu)可自動(dòng)脫落，有效避免機(jī)體損傷，降低了某型無人機(jī)的單架次飛行成本。