楊益彰 廖耀青

摘要：為減輕無人機機翼結構的質量，從而提升無人機性能和飛行效率，文章考慮應用變截面鋪層優(yōu)化設計方法從結構尺寸和鋪層設計兩方面對機翼結構進行結構-材料一體化優(yōu)化設計。首先，對某三梁多肋式機翼結構進行了仿真分析，確定了優(yōu)化方向。其次，結合優(yōu)化區(qū)域，采用變截面鋪層優(yōu)化方案，確定了變截面尺寸結構和變截面最優(yōu)鋪層方案。最后，對優(yōu)化前后的機翼結構仿真結果對比分析，發(fā)現(xiàn)機翼質量降低了30.43%，最大應力降低了27.61%、失效指數(shù)降低了54.72%，翼尖最大變形量增大了15.48%，且遠滿足設計要求。

關鍵詞：復合材料；無人機；機翼；輕量化；遺傳算法

中圖分類號：V279? 文獻標志碼：A

0 引言

隨著無人機產(chǎn)業(yè)的快速發(fā)展，提高無人機性能和飛行效率的需求是無人機制造商持續(xù)關注的問題。機翼作為無人機主承力結構，承擔了無人機大約70%的氣動載荷，是主要的升力部件，其結構性能對整個無人機的飛行性能起著決定性的作用［1］。因此，保證結構強度的情況下，具有輕量化、高剛度特性的機翼結構是提高無人機各項性能的關鍵要素。

新型輕質高強材料中，碳纖維復合材料具備結構整體成型等特性，可大幅減少零件和緊固件數(shù)量，簡化連接和裝配，實現(xiàn)材料、功能、結構的一體化設計［2］。劉峰等［3］設計了一款常規(guī)氣動布局的三機身結構碳纖維復合材料太陽能無人機，并結合鋪層優(yōu)化，機翼有效地減重12.3%。Teng等［4］利用代理模型對某長航時無人機機翼進行多目標多學科優(yōu)化，與基準翼相比，氣動性能提高20%，結構重量減輕43%。Hanif等［5］采用試驗設計（DOE）和響應面法（RSM）技術對某型飛機機翼進行了優(yōu)化設計，結果表明該優(yōu)化技術可以有效地降低結構的應力和整體重量。因此，碳纖維復合材料應用于無人機機翼并結合結構設計，實現(xiàn)輕量化的同時對無人機長航時、氣動性能及高機動性等的改善具有重大研究意義。

無人機機翼結構-材料一體化設計是一個多參數(shù)、多響應的復雜系統(tǒng)優(yōu)化問題。僅憑借工程師利用仿真技術和工程經(jīng)驗從參數(shù)組合中盲目地挑選滿意的方案需耗費大量計算資源和時間［6-8］。針對上述問題，國內外學者做了大量研究。Liu等［9］采用全局翼與局部面板的集成優(yōu)化策略，優(yōu)化后機翼的結構重量減少了40%。Abdelkader等［10］開發(fā)了一個用于飛機機翼高保真多學科優(yōu)化設計的全自動化框架，結合參數(shù)化建模和基于代理模型的優(yōu)化策略對某高速客機機翼進行優(yōu)化設計。結果表明，在保持升力系數(shù)和結構安全的前提下，飛機航程增大了8.9%。

本文提出一種變截面鋪層優(yōu)化設計方案，從結構尺寸和鋪層設計兩方面對機翼結構進行結構-材料一體化優(yōu)化設計。文章首先分析機翼結構受力情況，進而開展變截面鋪層優(yōu)化，進一步提升機翼結構性能。

1 有限元建模及仿真分析

1.1 模型網(wǎng)格化

本文選用某三梁多肋式機翼結構作為研究對象，其機翼結構主要包括有蒙皮、翼梁和翼肋。不影響仿真結果的前提下，對模型進行幾點簡化。機翼的有限元模型，如圖1所示。

（1）將蒙皮、翼肋、梁等結構均視為薄壁結構，全部采用四節(jié)點和三節(jié)點殼單元進行網(wǎng)格劃分，網(wǎng)格大小為3×3 mm。

（2）忽視鉚釘、桁條等來連接，機翼各結構之間采用RBE2連接，將機翼結構視為一個整體。

1.2 材料與鋪層

機翼所有部件均采用東麗T300平紋雙向碳纖維復合材料［3］，其材料力學性能參數(shù)如表1所示。各部件的結構屬性及初始鋪層方案如表2所示。

1.3 載荷與邊界條件

無人機起飛結構質量為7 kg，無人機安全系數(shù)取f=2，由機翼升力公式可得單側機翼需提供210 N的升力。采用Profili軟件分析機翼在雷諾數(shù)為181000、迎角為6°情況下的外載荷分布［11-12］，如圖2所示。

假設機翼與機身處鏈接為鎖死狀態(tài)，將機翼與機身的螺栓連接件省略，對翼根處翼梁結構進行全約束固定代替，即認為機翼結構為一端固定，另一端自由的懸臂梁。

1.4 仿真分析

基于上述構建的無人機機翼有限元模型，對整個機翼結構進行靜強度分析，其應力云圖，如圖3所示。由圖3應力云圖分析可知，最大應力位于翼根的前翼梁和中翼梁附近，為432.1 MPa，機翼其他部分的受力均很小，說明機翼結構布局不合理，導致材料利用率較低。因此，可以加強翼根處的結構強度，削減受力小的部分結構的尺寸厚度，力求滿足機翼結構處于剛度、強度設計要求的前提下，使得機翼質量最小化。

2 研究方案

2.1 設計變量

由于機翼結構受力最嚴重的地方集中在翼根的翼梁處，因此可以在結構優(yōu)化的基礎上對翼梁進行變截面厚度過渡區(qū)鋪層處理（見圖4）。根據(jù)復合材料的鋪層特性，各截面厚度的變化值為單層厚度的整數(shù)倍，各區(qū)域具體鋪層層數(shù)，如表3所示。結合翼梁結構的鋪層層數(shù)，設定各階梯的鋪層順序，其備選方案如表4所示。

2.2 優(yōu)化模型

變截面鋪層優(yōu)化以不同翼梁結構的變截面階梯對應的鋪層順序為設計變量，以機翼總質量（M）和最大位移量（L）最小化為優(yōu)化目標，優(yōu)化部件最大應力（F）和失效指數(shù)（H）作為約束。由于優(yōu)化數(shù)據(jù)均由有限元模型通過仿真分析獲得，而構建有限元模型時進行了部分簡化，故對兩個約束值賦予0.8的安全系數(shù)［13-14］。其優(yōu)化模型如式（1）所示：

MinimizeM（x，y，z），L（x，y，z）

S.t.F（x，y，z）≤524

H（x，y，z）≤0.8

x∈［101，102，103，104］

y∈［201，202，203］

z∈［301，302，303］（1）

式（1）中：M（x，y，z）表示機翼的總質量；F（x，y，z）表示機翼的最大應力指數(shù)；H（x，y，z）表示機翼各部件的最大失效；L（x，y，z）表示機翼結構的最大位移量；x，y，z分別為三個階梯對應的鋪層方案。

2.3 優(yōu)化結果

針對上述優(yōu)化問題，基于Isight優(yōu)化平臺，構建響應面近似模型，并采用NSGA-Ⅱ算法［15］進行尋優(yōu)，對應的優(yōu)化算法參數(shù)設置，如表 5所示。機翼總質量和最大位移量的權重根據(jù)分別賦值為 0.6 和 0.4。最終獲得的翼梁結構最優(yōu)變截面鋪層方案和指標值，如表6所示。

2.4 對比驗證

由于基于近似模型通過NSGA-Ⅱ算法獲取的最優(yōu)解結果有一定的偏差，因此為驗證優(yōu)化結果，本文將表6中的鋪層數(shù)據(jù)代入到有限元模型，其仿真結果，如圖5所示。優(yōu)化前后的碳纖維復合材料機翼結構安全性能及輕量化情況，如表7所示。

由表7中多級優(yōu)化前后的數(shù)據(jù)分析對比可知，一方面，有限元模型與近似模型仿真誤差最大為8.2%，可見近似模型在機翼靜力分析方面有較高的精度保證。另一方面，經(jīng)過變截面鋪層優(yōu)化后，機翼結構質量得到大幅度的降低，高達30.43%，且其最大應力、失效指數(shù)和最大變形量均得到較大幅度的改善。綜上分析可知，經(jīng)過優(yōu)化后，機翼的應力分布更均勻，材料的利用率得到較大的提升，且各性能指標均滿足要求。

3 結語

本文根據(jù)機翼結構輕量化的項目需求，從結構尺寸和鋪層順序兩方面著手，開展針對全復合材料機翼結構的變截面鋪層優(yōu)化設計研究，主要結論如下所示：

（1）通過仿真分析，發(fā)現(xiàn)機翼結構的主要受力點集中在翼根區(qū)域的翼梁結構上；機翼初始結構滿足性能要求，但具有較大的優(yōu)化空間。

（2）結合優(yōu)化區(qū)域，采用多級優(yōu)化方案，確定了尺寸結構和變截面最優(yōu)鋪層方案；對優(yōu)化前后的機翼結構仿真結果對比分析，發(fā)現(xiàn)機翼質量降低了30.43%，最大應力降低了27.61%、失效指數(shù)降低了54.72%，翼尖最大變形量增大了15.48%，且遠滿足設計要求。

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（編輯 姚 鑫）

Structure-material integrated lightweight design of UAV wing based on variable cross-section ply

Yang? Yizhang， Liao? Yaoqing

（Zhejiang College of Security Technology， Wenzhou 325016， China）

Abstract：? In order to reduce the weight of the wing structure of the UAV and improved the performance and flight efficiency of the UAV， the variable cross-section ply optimization design method was used to optimize the structure-material integration design of the wing structure from two aspects of structural size and ply design. Firstly， the simulation analysis of a three-beam multi-ribbed wing structure was carried out， and the optimization direction is determined. Then， combined with the optimization area， the variable cross-section ply optimization scheme was adopted to determine the variable cross-section size structure and the optimal ply scheme. Finally， the simulation results of the wing structure before and after optimization were compared and analyzed. It was found that the wing mass was reduced by 30.43 %， the maximum stress was reduced by 27.61 %， the failure index was reduced by 54.72 %， and the maximum deformation of the wing tip was increased by 15.48 %， which far meets the design requirements.

Key words： composite; UAV; wing; lightweight; genetic algorithm