某四旋翼无人飞行器的力学仿真分析*

吴文志，吴 斌，周 星，张 平，程 林

(中国电子科技集团公司第三十八研究所， 安徽 合肥 230088)

某四旋翼无人飞行器的力学仿真分析*

吴文志，吴 斌，周 星，张 平，程 林

(中国电子科技集团公司第三十八研究所， 安徽 合肥 230088)

旋翼无人飞行器具有垂直起降/着陆、可悬停、机动性好及结构简单等多种优点，无论是在军事领域还是民用领域，都有非常广泛的应用价值。文中采用Abaqus建立了某四旋翼无人飞行器的力学仿真模型。基于所建立的力学仿真模型，分析了该无人飞行器在旋翼升力、风载荷和降落冲击等工况下结构的强度和刚度响应，得到了相应的变形和应力云图。计算结果表明，该旋翼飞行器的结构设计满足总体设计要求。

四旋翼无人飞行器；力学仿真；旋翼升力；风载荷；瞬态动力学

引 言

作为垂直/短距起降飞行器，多旋翼无人飞行器不受起降场地的限制，具有很强的适应性，一直是各国军方关注的焦点[1-3]。多旋翼无人飞行器与常规的飞行器相比，具有垂直起降、着陆、悬停、纵飞和侧飞等飞行特性。随着近年来微电子、微机械、计算机技术及电池等技术的飞速发展，小型四旋翼无人机的体积、重量、灵活性和机动性等多个方面有了长足的进步。根据动力配置形式的不同，旋翼无人飞行器一般有四旋翼、六旋翼和八旋翼等。根据飞行器的飞行方式，一般分为自由型及系留型。目前的产品主要集中在自由型多旋翼，其载重量较小，主要面向航模爱好者，应用领域为航拍，单块电池仅能支持飞行器滞空15 min左右。而系留型多旋翼飞行器具有覆盖面积大、留空时间长、机动性能强及效能费用比高等显著的特点，无论是在军事领域还是民用领域，都有非常广泛的应用价值。四旋翼无人飞行器在结构上更为简洁：四只旋翼相互抵消扭矩，不需要专门的反扭矩桨；具有更简洁的控制方式，仅通过改变四只旋翼的转速即可实现各种姿态控制。因此，系留型四旋翼无人飞行器备受国内外很多专家和学者的关注和研究[4-6]。

本文以系留型四旋翼无人飞行器为研究对象，采用通用大型有限元分析软件Abaqus建立了对应的力学仿真模型。应用该仿真模型对该旋翼无人飞行器在旋翼升力、风载荷及降落冲击等工况下的结构强度和刚度响应进行了仿真分析，得到了对应的安全裕度数据，为该无人机的结构设计提供了理论依据。

1 旋翼无人飞行器结构构型设计

系留型四旋翼飞行器系统是一种有4个螺旋桨且螺旋桨呈十字交叉形式的飞行器，如图1所示。整个飞行平台结构包含中心架(设备舱)、支撑臂、起落架及其他系统的受力结构等。

图1 系留型四旋翼无人飞行器结构示意图

2 有限元模型的建立

2.1 有限元建模

在Abaqus软件中建立的有限元模型如图2所示。根据具体的结构形式，接头、连接杆等部分采用实体单元模拟；支撑臂、起落架及中心架等部分采用壳单元；能源设备、飞控和图传链路等载荷设备作为负载以质量单元模拟。结构总重为15.5 kg。

图2 系留型多旋翼飞行器有限元模型

该旋翼飞行器各接头采用铝合金7075，支撑臂、起落架、中心架等均采用三维编织T300碳纤维复合材料。使用的各种材料的参数如表1所示。

表1 旋翼无人飞行器所用材料的力学参数

2.2 边界条件的确定[7]

旋翼飞行器在飞行过程中处于完全自由的状态，存在刚体运动，结构处于静力不平衡状态。因此，用有限元对其进行静力学分析时，存在约束不足的问题。在实际处理时，可对该结构施加相应的惯性载荷，将之转化为准静态问题，进而施加约束于刚体运动自由度。本文利用惯性释放(Inertia relief)法，在飞行器上自动施加惯性载荷以保证结构的受力平衡。

3 力学仿真结果及分析

3.1 旋翼升力与自重作用下的仿真分析

该旋翼无人飞行器工作时，旋翼单轴最大升力为8 kg(电机功率为1.2 kW，短时工作10 min)。考虑最大升力及结构的自重时，该旋翼飞行器结构的应力云图及变形云图如图3所示。

图3 旋翼升力与自重作用下的应力云图及变形云图

仿真结果总结见表2。旋翼无人飞行器的最大变形(0.62 mm)位于螺旋桨处。铝合金结构的最大应力为40.15 MPa，位于任务载荷连接框与系留缆绳连接杆间连接孔处；复合材料结构最大应力为24.44 MPa，位于中心架的安装孔处。结构的变形和应力均较小，具有较高的安全裕度，不会发生破坏。

表2中安全裕度计算公式为

式中：MS为安全裕度；σs为最大许用应力；σmax为计算得到的最大应力；f为安全系数，本文取1.5。

3.2 旋翼升力与风载荷作用下的仿真分析

作用于该飞行器上的风载荷用下列公式表示：

F=CvqA

式中：q为动压，与空气密度有关，标准大气压下，温度在15 ℃时，空气密度ρ为0.125 kg·s2/m4，此时q=0.5ρv2；Cv为风力系数，对于平板取值1.0，圆柱状取值0.5；A为结构的特征面积，按照结构的有效迎风投影面积取值；v为风速，按照总体设计要求，取8 m/s。考虑最大旋翼升力及风载荷同时作用，该旋翼飞行器结构的应力云图及变形云图如图4所示。

图4 旋翼升力与风载作用下的应力云图及变形云图

仿真结果总结见表2。旋翼无人机的最大变形(0.64 mm)位于螺旋桨处。铝合金结构的最大应力为40.8 MPa，位于任务载荷连接框与系留缆绳连接杆间的连接孔处；复合材料结构的最大应力为31.51 MPa，位于中心架的安装孔处。由于风载较小，结构的变形和应力均较小，具有较高的安全裕度，不会发生破坏。

3.3 降落工况的力学仿真分析

旋翼飞行器降落时，可能承受冲击和碰撞，如果结构设计不合理，结构就会破损。因此需要评估结构在降落冲击后其强度是否满足设计要求。

本文基于瞬态动力学分析理论，对该飞行器的动态降落进行了力学仿真。瞬态动力学分析(亦称时间历程分析)是一种用于确定结构承受任意随时间变化的载荷时的动力学响应的方法[8-9]，其求解的基本运动方程如下：

根据总体设计要求，旋翼无人机在冲击地面时的瞬时冲击速度为1 m/s。调用Abaqus/Explicit模块进行计算，得到在降落冲击过程中无人机结构最危险时刻的应力云图，如图5所示。

图5 降落过程中无人机结构最危险时刻的应力云图(触地速度为1 m/s)

仿真结果总结见表2。无人机在降落过程中，危险区域在连接起落架与中心架的接头上，最大应力为329 MPa；复合材料结构最大应力出现在中心架的安装孔处，最大应力为207 MPa。结构的安全裕度均大于0，不会发生破坏。

表2 旋翼无人飞行器各工况下的最大应力及变形

4 结束语

本文利用有限元分析软件Abaqus，建立了某系留型四旋翼无人飞行器的力学仿真模型，对其结构设计进行了仿真验证。主要研究在旋翼升力、风载荷以及降落冲击工况下结构的强度和刚度响应，得到了对应的安全裕度数据。计算结果表明，该旋翼无人飞行器的结构设计满足总体设计要求。

在结构设计阶段采用仿真技术对产品进行仿真，可以使设计者更好地理解其力学特性，在设计阶段即可预知设计缺陷，并加以改进。这样不仅能够保证设计产品的质量，而且大大缩短了产品的研发周期，降低了研发成本。

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吴文志(1984-)，男，博士，工程师，主要研究方向为军用电子设备的力学仿真与测试。

Mechanical Simulation Analysis of a Quad-rotor Unmanned Aerial Vehicle

WU Wen-zhi，WU Bing，ZHOU Xing，ZHANG Ping，CHENG Lin

(The38thResearchInstituteofCETC,Hefei230088,China)

Rotor unmanned aerial vehicle (UAV) has wide applications in military and civil fields due to its merits such as vertical taking off and landing, hovering ability, good maneuverability and simplified structure. In this paper the mechanical simulation model of a quad-rotor UAV is established. Based on the model, the strength and stiffness responses of the UAV structure under the conditions of rotor lift, wind load and landing impact are analyzed and the corresponding contours of deformation and stress are obtained. The results show that the structure design of this UAV satisfies the requirements of system design.

quad-rotor UAV; mechanical simulation; rotor lift; wind load; transient dynamics

2015-11-13

V250.3

A

1008-5300(2016)01-0052-03