陳 剛，王校培，宋 軍，唐軍軍，沈浩杰

（南京模擬技術(shù)研究所，南京 210016）

無(wú)人機(jī)作為空中力量的一員，具有無(wú)人員傷亡、使用限制少、隱蔽性好、效費(fèi)比高等特點(diǎn)，在軍事、民用和科學(xué)研究領(lǐng)域的地位和作用日漸突出［1］。先進(jìn)復(fù)合材料具有比強(qiáng)度高、比模量大、可設(shè)計(jì)性強(qiáng)、耐疲勞性、耐腐蝕性好的優(yōu)點(diǎn)［2?3］，已經(jīng)廣泛應(yīng)用于無(wú)人機(jī)次承力結(jié)構(gòu)甚至主承力結(jié)構(gòu)中，取得了顯著的減重效果并提升了整體性能。機(jī)翼作為無(wú)人機(jī)上的主要承力部件之一，其設(shè)計(jì)技術(shù)一直是國(guó)內(nèi)外研究的重點(diǎn)，大量學(xué)者針對(duì)復(fù)合材料機(jī)翼進(jìn)行了探索研究［4?7］。

羅楚養(yǎng)等［8?9］采用多級(jí)優(yōu)化方法設(shè)計(jì)并制造了蒙皮?夾芯、蒙皮?加筋、C 型梁、工字梁4 種結(jié)構(gòu)形式的機(jī)翼，探索了整體成型技術(shù)在復(fù)合材料機(jī)翼上的可行性，并通過(guò)有限元分析與三點(diǎn)彎曲試驗(yàn)對(duì)優(yōu)選設(shè)計(jì)方案進(jìn)行了強(qiáng)度驗(yàn)證。胡江波等［10］針對(duì)給定外形的機(jī)翼模型和加載方式，結(jié)合有限元計(jì)算、工藝性分析與加載試驗(yàn)，對(duì)比了3 種機(jī)翼結(jié)構(gòu)方案的承載效率與破壞形式，得到了高載荷質(zhì)量比的直梁式機(jī)翼模型。白江波等［11］采用石蠟芯模輔助氣囊法成型技術(shù)，設(shè)計(jì)并制備了空心的整體蒙皮寬筋加強(qiáng)復(fù)合材料機(jī)翼，通過(guò)有限元分析與力學(xué)測(cè)試得到了承載效率與機(jī)翼幾何尺寸的關(guān)系，并確定了最優(yōu)結(jié)構(gòu)尺寸與復(fù)合材料纖維鋪層厚度。為盡可能提高全復(fù)合材料機(jī)翼的有效載荷與機(jī)翼質(zhì)量之比，劉振東等［12］建立了有效預(yù)測(cè)全復(fù)合材料機(jī)翼破壞載荷的有限元模擬方法，以載荷質(zhì)量比作為衡量機(jī)翼結(jié)構(gòu)優(yōu)劣的指標(biāo)，設(shè)計(jì)并改進(jìn)機(jī)翼結(jié)構(gòu)布局形式，獲得了具有較高承載效率的全復(fù)合材料機(jī)翼。

眾多文獻(xiàn)［13?19］中的研究工作主要針對(duì)速度低、翼型厚、承受載荷小的平直機(jī)翼，隨著無(wú)人機(jī)向高速、大機(jī)動(dòng)、隱身發(fā)展，作為主要承力結(jié)構(gòu)的機(jī)翼具有翼型薄、載荷高、后掠角大的特點(diǎn)，傳統(tǒng)的機(jī)翼結(jié)構(gòu)無(wú)法滿足剛度、重量要求。

本文針對(duì)某型高速、大機(jī)動(dòng)無(wú)人機(jī)給定的機(jī)翼外形，采用單閉式矩形梁復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，通過(guò)有限元分析和靜力試驗(yàn)，驗(yàn)證了機(jī)翼設(shè)計(jì)與工藝的合理性，其強(qiáng)度、剛度、有效載荷與機(jī)翼質(zhì)量之比都超出傳統(tǒng)的無(wú)人機(jī)機(jī)翼，為未來(lái)更高性能復(fù)合材料機(jī)翼的設(shè)計(jì)提供依據(jù)。

1 機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

典型的機(jī)翼結(jié)構(gòu)有薄蒙皮單、雙梁式機(jī)翼、厚蒙皮多梁（多腹板）式機(jī)翼、單塊式機(jī)翼與混合式機(jī)翼。決定機(jī)翼結(jié)構(gòu)型式的兩個(gè)重要設(shè)計(jì)參數(shù)為相對(duì)載荷和有效高度比。一般來(lái)說(shuō)，機(jī)翼相對(duì)載荷較大、相對(duì)厚度較小時(shí)，多采用多腹板式；相對(duì)載荷較大、相對(duì)厚度亦較大時(shí)，多采用單塊式；相對(duì)載荷較小，相對(duì)厚度較大時(shí)，多采用梁式。

某型無(wú)人機(jī)機(jī)翼相對(duì)厚度小、后掠角大，相對(duì)彎矩、扭矩和集中力大，按照傳統(tǒng)機(jī)翼結(jié)構(gòu)型式，宜選用多腹板式或單塊式機(jī)翼結(jié)構(gòu)。但是，由于機(jī)翼尺寸較小，較多的腹板或長(zhǎng)桁等縱向結(jié)構(gòu)加工復(fù)雜，連接質(zhì)量難以控制。本文設(shè)計(jì)了一種單閉室矩形梁式復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)布局，該機(jī)翼主要由中央翼骨架、上蒙皮、下蒙皮、單閉室矩形梁、翼肋以及副翼組成，如圖1 所示。

圖1 復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Structure diagram of composite wings

中央翼骨架與矩形梁間采用預(yù)埋形式成型，材料選用TC4 材料。矩形梁上、下緣條承擔(dān)機(jī)翼總體彎矩造成的軸向力，腹板承擔(dān)機(jī)翼的剪力，矩形梁的閉室傳遞機(jī)翼的大部分扭矩，梁內(nèi)填充的泡沫起到提高機(jī)翼整體穩(wěn)定性的作用。結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖2 矩形梁結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2 Structure diagram of rectangular beams

機(jī)翼前后緣分別布置了一定數(shù)量的翼肋，如圖3 所示。翼根設(shè)置加強(qiáng)肋，承擔(dān)后掠的彎矩分量；副翼翼肋為加強(qiáng)肋，對(duì)副翼的傳載路徑進(jìn)行加強(qiáng)；其余翼肋起到傳遞蒙皮受到的氣動(dòng)載荷，以及提高蒙皮穩(wěn)定性的作用。結(jié)構(gòu)根部加強(qiáng)肋與前后緣翼肋均采用復(fù)合材料，副翼加強(qiáng)肋采用硬鋁合金。

圖3 翼肋布置示意圖Fig.3 Distribution of wing ribs

副翼結(jié)構(gòu)如圖4 所示，副翼由2A12 金屬骨架與復(fù)合材料蒙皮組成，空隙區(qū)域用聚氨酯泡沫修形填充。副翼與機(jī)翼間的連接通過(guò)副翼短軸及轉(zhuǎn)軸實(shí)現(xiàn)，用軸套保證副翼與副翼轉(zhuǎn)軸間的連接可靠性。

圖4 副翼結(jié)構(gòu)示意圖Fig.4 Structure diagram of aileron

機(jī)翼的主要材料有復(fù)合材料雙向布、單向布、金屬材料等，各材料的基本力學(xué)性能參數(shù)分別如表1、2 所示。

表1 機(jī)翼金屬材料的基本力學(xué)性能參數(shù)Table 1 Basic mechanical property parameters of wing metal materials

表2 機(jī)翼復(fù)合材料的基本力學(xué)性能參數(shù)Table 2 Basic mechanical property parameters of wing composite materials

2 有限元分析

2.1 模型處理

在CATIA 中建立的結(jié)構(gòu)三維模型，以stp 格式導(dǎo)入Hypermesh 軟件中進(jìn)行前處理，去除不影響有限元分析的微小部件如倒角、小孔等。復(fù)合材料制件采用shell 單元模擬，部分金屬組件采用solid單元模擬，副翼轉(zhuǎn)軸采用beam 單元模擬，采用共結(jié)點(diǎn)和MPC 剛性單元的方式處理組件之間的連接。由于機(jī)翼為對(duì)稱結(jié)構(gòu)，為減少計(jì)算周期，取機(jī)翼1/2 模型進(jìn)行仿真分析。基于通用有限元軟件AN?SYS 建立的有限元模型如圖5 所示。

圖5 機(jī)翼結(jié)構(gòu)有限元模型Fig.5 Finite element model of wing structure

2.2 氣動(dòng)載荷

無(wú)人機(jī)做高速大機(jī)動(dòng)飛行時(shí)機(jī)翼氣動(dòng)載荷由CFD 計(jì)算給出。為了能夠較準(zhǔn)確地施加氣動(dòng)載荷，在氣動(dòng)計(jì)算時(shí)，對(duì)機(jī)翼表面的加載區(qū)域進(jìn)行劃分。弦向方向?qū)C(jī)翼過(guò)渡段均分為兩部分，將外機(jī)翼段均分為3 部分；展向方向?qū)⑼鈾C(jī)翼段均分為5部分，總計(jì)劃分15 個(gè)區(qū)域，如圖6 所示。

圖6 機(jī)翼氣動(dòng)載荷分區(qū)示意圖Fig.6 Partition plan of pneumatic load

將CFD 計(jì)算的機(jī)翼表面氣動(dòng)載荷分配至每個(gè)區(qū)域內(nèi)，得到各劃分區(qū)域的最大氣動(dòng)力數(shù)值，如表3 所示。

表3 機(jī)翼各劃分區(qū)域的最大氣動(dòng)力數(shù)值Table 3 Maximum aerodynamic load of each zone

2.3 邊界條件

機(jī)翼通過(guò)根部連接孔用螺栓與機(jī)身連接，建模選取左半機(jī)翼，故在機(jī)翼對(duì)稱面處施加對(duì)稱位移約束。矩形梁式機(jī)翼通過(guò)螺栓與機(jī)身進(jìn)行連接，故在距離機(jī)翼對(duì)稱面150 mm 梁腹板的位置，約束垂直于展向的兩個(gè)平移自由度以及沿展向的轉(zhuǎn)動(dòng)自由度。

2.4 失效判據(jù)

本文研究的無(wú)人機(jī)機(jī)翼由金屬與復(fù)合材料構(gòu)成。金屬材料為各向同性材料，故本文采用von?Mises 失效準(zhǔn)則作為金屬材料失效判據(jù)，具體表達(dá)式為

式中σb為金屬的屈服強(qiáng)度。

對(duì)于復(fù)合材料層合板，T700 復(fù)合材料為雙向布，T800 復(fù)合材料為單向布，采用彈性本構(gòu)進(jìn)行仿真分析。在進(jìn)行損傷分析時(shí)，復(fù)合材料一般被認(rèn)為是橫觀各向同性材料，可采用Tsai?Wu 準(zhǔn)則作為復(fù)材層的失效判據(jù)，其張量形式的表達(dá)式為

2.5 有限元分析結(jié)果

在ANSYS 中，對(duì)建立的機(jī)翼有限元模型進(jìn)行靜力分析，數(shù)值計(jì)算結(jié)果分別如圖7～11 所示。

圖7 機(jī)翼整體位移云圖Fig.7 Displacement nephogram of whole wing

圖8 機(jī)翼中央翼骨架應(yīng)力云圖Fig.8 Stress nephogram of central skeleton

圖9 機(jī)翼蒙皮應(yīng)力云圖（X 方向）Fig.9 Stress nephogram of skin (X-direction)

圖10 矩形梁應(yīng)力云圖（X 方向）Fig.10 Stress nephogram of rectangular beams (X-direction)

圖11 機(jī)翼翼肋應(yīng)力云圖（X 方向）Fig.11 Stress nephogram of wing ribs (X-direction)

表4 各部件安全系數(shù)Table 4 Safety coefficient of each part

3 靜力試驗(yàn)驗(yàn)證

3.1 試驗(yàn)準(zhǔn)備

為了驗(yàn)證有限元仿真的準(zhǔn)確性，進(jìn)行了機(jī)翼靜力驗(yàn)證試驗(yàn)。靜力試驗(yàn)使用的試驗(yàn)件在制造完成后，經(jīng)無(wú)損檢測(cè)手段確定成型質(zhì)量滿足機(jī)翼設(shè)計(jì)要求，模型與有限元分析模型一致。機(jī)翼為整體式結(jié)構(gòu)，前后梁上預(yù)留有安裝孔，故通過(guò)螺釘固定在安裝支架上，安裝支架固定在承力框架上，安裝示意如圖12 所示。

機(jī)翼靜力試驗(yàn)采用粘貼帆布帶和四級(jí)杠桿分布式加載，末端杠桿與機(jī)翼間采用帆布帶膠接連接。機(jī)翼表面測(cè)點(diǎn)布置如圖13 所示。中央翼位置布置4 枚應(yīng)變花，用于監(jiān)測(cè)機(jī)翼根部的應(yīng)變情況。左右機(jī)翼表面沿著弦向各布置5 組應(yīng)變測(cè)點(diǎn)，其中1～10 測(cè)點(diǎn)為兩組單片測(cè)點(diǎn)，位于矩形梁腹板上方，用于監(jiān)測(cè)矩形梁腹板邊緣的應(yīng)變變化；其余3組測(cè)點(diǎn)為應(yīng)變花，分布于各分區(qū)中心處，用于監(jiān)測(cè)蒙皮應(yīng)變變化。在機(jī)翼翼尖、翼根前后緣各布置了1 個(gè)位移傳感器，用于監(jiān)測(cè)機(jī)翼的變形情況。

圖13 機(jī)翼表面測(cè)點(diǎn)布置示意圖Fig.13 Measuring-points arrangement on the wing surface

3.2 試 驗(yàn)

為確保載荷施加的準(zhǔn)確性，機(jī)翼靜力試驗(yàn)采用MOOG 載荷控制系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)液壓油缸進(jìn)行加載。為驗(yàn)證試驗(yàn)件在使用載荷下性能的一致性，共進(jìn)行了3 次靜力試驗(yàn)。靜力試驗(yàn)以5%為一級(jí)，逐級(jí)加載至使用載荷后保載30 s，之后再逐級(jí)卸載，加載與卸載過(guò)程中逐級(jí)測(cè)量應(yīng)變和位移。

3.3 試驗(yàn)結(jié)果分析

圖14 位移測(cè)點(diǎn)的載荷位移曲線Fig.14 Load-displacement curves of measuring-points

圖15 正應(yīng)變的展向分布情況Fig.15 Spanwise distribution of strain

表5 試驗(yàn)值與仿真值對(duì)比Table 5 Comparison between experimental and simula?tion results

情況，其中試驗(yàn)值取為3 次試驗(yàn)值的平均值。從位移測(cè)點(diǎn)來(lái)看，試驗(yàn)值與仿真值數(shù)據(jù)基本吻合，仿真值稍大于試驗(yàn)值，最大誤差為8.0%。從應(yīng)變測(cè)點(diǎn)來(lái)看，試驗(yàn)值與仿真值最大誤差為9.3%?？傮w來(lái)看，仿真值的誤差在允許的范圍內(nèi)，表明對(duì)機(jī)翼進(jìn)行靜力學(xué)分析的參數(shù)設(shè)置基本合理，可以此為基礎(chǔ)對(duì)機(jī)翼進(jìn)行后續(xù)的結(jié)構(gòu)優(yōu)化研究。

4 結(jié) 論

針對(duì)某高速、大機(jī)動(dòng)無(wú)人機(jī)機(jī)翼相對(duì)厚度小、后掠角大、載荷高的特點(diǎn)，本文設(shè)計(jì)了一種單閉式矩形梁復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)布局，并通過(guò)有限元強(qiáng)度分析和靜力強(qiáng)度試驗(yàn)探討了該機(jī)翼設(shè)計(jì)的可行性。試驗(yàn)結(jié)果表明，氣動(dòng)載荷作用下，本文設(shè)計(jì)的機(jī)翼上翼面受壓，下翼面受拉，翼尖后緣位移比翼尖前緣位移大9%左右。對(duì)比仿真結(jié)果，可以發(fā)現(xiàn)無(wú)論位移測(cè)點(diǎn)還是應(yīng)變測(cè)點(diǎn)，試驗(yàn)值與仿真值誤差均在10%以內(nèi)，說(shuō)明本文采用的有限元模型具有較高的精度。試驗(yàn)中，機(jī)翼左右翼面均未發(fā)生破壞，且兩者位移與應(yīng)變?cè)囼?yàn)值誤差均不超過(guò)10%，說(shuō)明本文設(shè)計(jì)的單閉式矩形梁復(fù)合材料機(jī)翼具有較好的一致性，承載能力強(qiáng)，為之后的設(shè)計(jì)改進(jìn)提供了依據(jù)。