全包围式轻量化鼻锥结构设计与仿真分析

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(1.中国电子科技集团公司第三十八研究所，安徽 合肥 230088;2.国家级工业设计中心(中电38所)，安徽 合肥 230088)

0 引言

飞艇是一种由发动机驱动、轻于空气并可以操纵的航空器[1]，实现长时间低速机动飞行，具有飞行高度高、覆盖范围大、信息获取与传输能力强、可快速布置和转移等优势，具有较高的军事应用价值，在国防安全体系中具有重要的作用和地位。鼻锥装置位于飞艇头部，作为飞艇系统的重要结构部件，其作用主要用于飞行过程中维持艇体头部气动外形[2]，减小艇体表面应力集中；同时确保飞艇在地面系留状态有效缓冲、分散锚泊装置集中载荷。

对软式飞艇，鼻锥结构沿艇囊纵向中心线呈圆周分布并从艇首中心向外发散，同时沿艇囊向后延伸一定距离[3]。传统的飞艇和系留气球的鼻锥结构通常采用沿艇体向后延伸的硬式管状骨架焊接结构+延艇体圆周方向均匀分布的斜拉索布局形式，但此结构布局的鼻锥重量大、拉索安装调节不便，且难以实现轻量化设计。

为此，依据轻量化设计原理，从鼻锥结构布局、材质轻量化设计及工艺成形优化设计等方面，合理确定鼻锥高度与鼻锥固定圆环尺寸，采用薄壁一体化芯轴组件+变截面腹板式铆接骨架的主体鼻锥结构形式，同时取消均布斜拉索布局，代之沿艇体纵向加强的桁条连接结构形式，有效减小艇体表面应力集中，提升艇首抗褶皱能力。

1 设计要求

综合飞艇鼻锥实际使用工况：地面系留、空中巡航、水平/侧滑着陆及地面牵引操作。该鼻锥的设计要求如下：

a. 功能要求。飞艇地面系留时，鼻锥结构可实现一定角度的横滚和俯仰功能，与锚泊塔顶锁紧装置安全可靠连接，并可有效缓冲、分散锚泊装置集中载荷；地面系留过程中，鼻锥头部具有地面牵引操作功能；空中巡航时，鼻锥结构可将艇首所受的气动载荷均匀地传递给囊体，保持艇体良好的气动外形，防止发生褶皱变形。

b. 刚强度要求。鼻锥应具有足够的刚强度，可承受飞艇的净浮力、气动载荷和冲击载荷。

c. 轻量化设计要求。鼻锥结构应尽可能采用轻质高强度材料，根据飞艇重量重心设计和控制要求，鼻锥结构质量≤14 kg。

d. 装配架设及运输要求。鼻锥结构应进行模块化可重组快速连接设计，装配工序简便高效，拆卸后满足三级公路运输要求。

2 鼻锥结构轻量化设计

2.1 轻量化设计原理

飞艇鼻锥结构按照强度准则设计校核，鼻锥刚强度既要满足地面系留状态时，分散锚泊装置集中载荷，又可保持巡航状态艇体头部气动外形，防止艇首发生褶皱变形，并将气动载荷均匀地传递给囊体。综合鼻锥实际使用工况，飞艇鼻锥同时承受拉伸载荷、弯曲载荷、扭转载荷和循环交变弯曲载荷工况，依据结构轻量化通用设计准则[4]可得：

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2.2 鼻锥轻量化结构布局设计

所设计的鼻锥结构是一种能覆盖飞艇头部的全包围式锥形结构，由排列规则的相同斜撑骨架和桁条组成，从艇首中心沿圆周扩散，并沿艇囊纵向延伸一定距离，将集中载荷均匀扩散至飞艇囊体。

鼻锥结构主要由芯轴组件、斜撑骨架、固定圆环和桁条等组成，结构如图1所示。其中，芯轴组件为薄壁一体化高强度钢材料构成的伞形结构，由管型芯轴、锥形及U型壁板组成的一体式结构，用于承载分散飞艇头部集中载荷；斜撑骨架依据等强度原理设计为变截面腹板式铆接骨架结构形式，以芯轴组件为中心均匀辐射分布，从芯轴组件连接端逐渐过渡至固定圆环，呈变截面结构分布，斜撑骨架与芯轴组件连接处较强，斜撑骨架与固定圆环根部较弱，有效减轻斜撑骨架重量；固定圆环通过绑扎带与飞艇囊体绑扎连接，将飞艇头部集中载荷有效分散到艇体；纵向桁条与固定圆环铰接连接，确保鼻锥斜撑骨架纵向连续性，承受艇囊纵向末端载荷，不仅保证艇体气动外形，同时将锚泊装置的反作用载荷分布到艇体，既可传递水平方向拉力还可承受侧向力，避免了鼻锥桁条环绕艇囊自身扭转，减小艇体表面应力集中及艇首褶皱变形。

图1 鼻锥结构示意

2.3 轻量化举措

依据轻量化设计原理，全包围式鼻锥结构轻量化设计通过如下途径实现：结构形式优化、材质轻量化及成形工艺优化[5]。

2.3.1 结构形式轻量化设计

鼻锥结构由传统伞形撑管骨架+斜拉索结构，代之全包围式薄壁芯轴组件+变截面腹板式骨架的主体结构，同时辅助采用管型桁条连接结构形式，可有效分散集中载荷，减小应力集中，实现轻量化设计。

2.3.2 材质轻量化设计

鼻锥芯轴组件轻量化采用高强度钢板强度等代设计方法，其材料由传统的普通钢材料更换为30CrMnSiA高强度薄壁钢板材料；鼻锥斜撑骨架采用高强度铝合金薄壁型材和铝合金薄壁腹板结构，实现轻量化设计。

2.3.3 工艺成形优化设计

鼻锥芯轴组件由传统的钢材焊接更换为高强钢一体化机加成型方式，减小应力集中并可有效防止焊后变形；斜撑骨架成型采用高强度铝合金薄壁型材与板材铆接成型工艺，相对管材焊接成型，工艺简单，拆装灵活，韧性强且质量轻。

经测试及试验验证，鼻锥结构轻量化设计后质量为13 kg，轻量化率为85%，有效减轻鼻锥结构质量。

3 有限元校核分析

鼻锥是飞艇地面系留时的主要受力部件，校核其结构的强度尤为必要。依据鼻锥的结构形式和实际应用工况，建立有限元分析模型，对鼻锥在极限载荷工况下的结构强度和刚度响应进行有限元仿真校核分析。

3.1 结构材料

鼻锥结构主要由30CrMnSiA高强度钢结构与2A12铝合金壁板组成，材料力学性能参数如表1所示。

表1 鼻锥结构材料力学性能参数

3.2 载荷工况

飞艇鼻锥结构具有地面系留、空中巡航、水平着陆及侧滑着陆4种工况，在此，以飞艇在地面系留状态，25 m/s风速计算载荷工况条件，作用在飞艇鼻锥上的外载荷可分为轴向载荷Fx、侧向载荷Fy和垂向载荷Fz，各载荷大小如表2所示。

表2 鼻锥载荷 kN

3.3 边界条件

根据鼻锥结构与艇体连接形式，约束鼻锥加强圆环，在鼻锥顶部进行载荷加载。

3.4 有限元分析结果

借助ABAQUS有限元分析软件对鼻锥主体结构进行静强度分析。计算结果表明,在地面系留状态，飞艇鼻锥结构的最大应力位于芯轴组件与斜撑骨架连接根部，最大变形位移位于斜撑骨架中部区域，其应力云图及变形云图分别如图2和图3所示。

图2 应力云图

图3 变形云图

鼻锥各组件的最大应力和安全系数如表3所示。

表3 鼻锥强度仿真分析结果

为验证鼻锥结构对艇体材料和气动外形的影响，维持飞艇主气囊刚度，确保不发生褶皱变形，将鼻锥与艇体装配后，针对飞艇地面系留工况，对主囊体进行有限元分析，其应力与变形分别如图4与图5所示。

图4 头锥与囊体应力

图5 头锥与囊体变形

为保持艇体刚度，主气囊须在最大弯矩作用下仍可以保持张紧，根据有限元计算结果：艇体材料的最大张力为104 N/cm，最大变形为198 mm，满足设计指标要求。

4 结束语

依据轻量化设计原理，从鼻锥结构布局、构件材质轻量化选择及工艺成形优化等方面进行轻量化设计，构建了一种全包围式飞艇鼻锥结构，采用薄壁一体化芯轴组件+变截面腹板式铆接骨架的鼻锥结构形式，鼻锥根部与艇囊刚柔耦合连接区域通过管状桁条连接，有效减小艇体表面应力集中，防止褶皱变形。同时，借助有限元分析软件针对极限载荷工况下的鼻锥结构进行刚强度校核分析，经试验测试，该鼻锥结构稳定可靠，有效地实现了轻量化设计。