基于H型翼梁的无人机整体尾段的设计与分析

2024-06-25王晓东，姜其用，张成成

纤维复合材料 2024年2期

王晓东，姜其用，张成成

摘要针对某型无人机设计总体方案针对尾段结构提出的减重及降低综合成本的优化目标，本文基于复合材料“整体化”设计及翼身融合布局设计的新概念，设计了一种基于H型翼梁的将平尾、尾罩翼身融合一体的无人机整体尾段结构。在7 g过载、5°侧滑角两种飞行工况下对结构进行了有限元分析，结果显示整体尾部的强度安全系数高达1.5倍以上。研究结果表明，整体式尾段结构达成了结构减重30 %、综合成本降低30 %以上的设计指标，并具有结构简单、重量轻、载荷传递效率高等优势，满足了无人机轻量化结构设计的需求，并为类似结构的设计提供了可靠有效的参考。

关键词“整体化”设计；翼身融合；H型翼梁；整体尾段；有限元分析

Design and Analysis of Integrated Tail Segment of UAV Based on H-shaped Wing Spar

WANG Xiaodong， JIANG Qiyong， ZHANG Chengcheng

（Nanjing Reasearch Institute on Simulation Technique， Nanjing 210016）

ABSTRACTAiming at the optimization objectives of weight reduction and comprehensive cost reduction for the tail segment structure proposed in the general design scheme of a certain type of UAV， based on the new concept of composite material integrated design and wing-body fusion layout design， this paper designs an overall tail segment structure of the UAV based on H-shaped wing SPAR， which integrates the flat tail and tail cover wing body into one. The finite element analysis of the structure under two flight conditions of 7 g overload and 5° sideslip Angle shows that the strength safety factor of the whole tail is more than 1.5 times. The research results show that the integral tail segment structure can achieve the design index of 30 % weight reduction and more than 30 % overall cost reduction， and has the advantages of simple structure， light weight and high load transfer efficiency， which well meets the needs of lightweight structure design of UAVs， and provides a reliable and effective reference for the design of similar structures.

KEYWORDSintegration design; wing body fusion; H-shaped wing spar; integral tail segment; finite element analysis

1引言

先进复合材料是20世纪60年代崛起的一种新材料，一经问世就显示了强大的生命力。飞机由于使用条件的特殊性，减轻结构重量、提升结构性能一直是其结构设计研究和发展的主题，而先进复合材料具有比强度、比模量高、性能可设计和易于整体成型等诸多优势［1］。随着技术的发展，先进复合材料在飞机结构中的应用越来越广泛，有效地减轻了飞机结构的重量，延长了结构的疲劳寿命。因此，提高先进复合材料的应用比例是提高飞机性能的重要途径，已成为衡量飞机结构先进性的重要指标之一。复合材料“整体化”设计概念是复合材料结构创新设计的重要方向之一，力求充分利用复合材料的加工特点和不断创新的工艺方法，提高复合材料整体化程度。复合材料整体化设概念的实现途径主要有六种，其中“研制翼身融合整体件”就是这六种实现途径之一［1］。

翼身融合设计属于飞机总体布局新概念设计范畴，其具有重量小、气动效率高、有效装载空间大、飞行效率高等优点［2］。此外国内外多项设计实践均证明翼身融合设计在降低飞机RCS、提高飞机隐身性能方面也发挥了重要作用。因此，翼身融合设计概念在飞机设计中得到越来越广泛的重视和应用。不过当前的翼身融合设计更多常见于机翼、机身的一体设计，而尾翼、尾罩在飞机结构中一般仍设计为独立的部件，通过接头耳叉等机构与机身装配连接［3-4］。由于接头耳叉等连接结构的存在，不利于飞机结构减重，还导致尾翼装配协调路线复杂化，需要通过设计型架或专用工装协调装配，从而增加了产品成本。根据某型无人机在总体方案中分配的结构重量及强度设计指标，对比传统装配式尾段结构的评估重量，需要实现减重30 %以上的目标，同时又提出尾段综合成本降低不低于30 %的经济性指标，这对于结构设计提出了严峻的挑战。受到孙晓博、姜震宇等人对复合材料工字梁相关研究成果的启发［5-6］，笔者注意到复合材料工字梁结构在强度设计方面的巨大优势，段新跃、刘望子等人对复合材料工字型梁成型工艺及实现进行了仿真研究，这些研究结果均充分论证了复合材料工字梁的工艺可行性［7-8］。而复合材料低生产成本的设计及实现，充分表明了复合材料通过合理的设计实现，是降低结构综合成本的有效途径［9］。

本文从复合材料“整体化”设计及翼身融合布局设计的新概念出发，在某型无人机设计实践中创造性地提出并设计了一种H型翼梁的尾翼与尾罩翼身一体设计的整体式尾段结构，取消了尾翼与机身的连接设计，尾部相关结构减重达30 %以上，简化了尾翼的装配协调路线，无需设计尾翼装配型架或工装，有效降低了该型无人机尾段的初始及重复成本；H型翼梁的设计简化了尾翼内部结构、优化了翼梁的传力路线，提高了尾翼的载荷传递效率。在7 g过载、5°侧滑角两种飞行工况下对结构进行了有限元分析，结果显示整体尾部的强度安全系数高达1.5倍以上。因此，相比传统的通过接头将尾罩、平尾相连接的“装配式”尾段结构，整体式尾段结构具有结构更简单、重量更轻、载荷传递效率更高、成本更低等优势，能更好地满足无人机轻量化结构设计的需求，并为类似结构的设计提供了可靠有效的参考。

2基于H型翼梁的翼身一体整体尾段的结构设计

方宜武［10］对复合材料机翼翼梁的制造及应用概况做了比较系统的论述，介绍的正弦波型“工”与本文H型翼梁结构设计上有一定的相似之处，该文所述“工”字梁采用RTM成型工艺或真空辅助成型的技术路线，对设备投入要求较高，国内复杂形状零件RTM成型工艺不够成熟、技术门槛和成本都比较高，不符合某型无人机的定位和国内的技术现状。因此，结合设计需求和技术现状，本文提出了基于H型翼梁的翼身一体整体尾段结构。

基于H型翼梁的翼身一体整体尾段采用翼身融合布局设计概念，将尾翼段（本文为平尾）与机身段（本文为尾罩）设计为翼身一体结构，整体尾翼的内部设计H型复合材料翼梁结构增强，翼梁沿翼展方向贯穿整个尾翼段及机身段，其总体结构如图1所示。

整体尾段及其内部的H型翼梁以尾翼翼型的翼弦线为分离面，分为上、下两部分带帽型筋的翼身一体尾段板件，H型翼梁沿尾翼的翼展方向贯穿整个尾翼段及机身段，在尾翼翼根处分离并加强设计，翼身一体的整体尾段结构沿尾翼翼展方向的剖面如图2所示。

整体尾段在H型翼梁加强区域由翼梁壳体、外形蒙皮、夹芯等组成，其中翼梁壳体在尾翼段的剖面形状为H型结构在机身段的剖面为Ω型帽型筋结构，翼梁壳体与外形蒙皮之间均用夹芯填充，翼身一体的整体尾段在尾翼段、机身段的剖面分别如图3、图4所示。

如上文所述，首先将整体尾段的带帽型筋的翼身一体上、下板件分别在成形模具中共固化成型，然后在尾段的合拢模具中将上、下板件合拢成整体尾段，如图5所示。需要注意的是，胶接面分为前缘合拢胶接面、后缘合拢胶接面、H型翼梁合拢胶接面共3个区域均需胶接牢固（注：参考图3）。

3基于H型翼梁的翼身一体整体尾段的有限元分析

3.1有限元建模

通过应用ANSYS对外形蒙皮、H翼梁壳体等片状结构采用SHELL 181单元进行网格划分，实体结构（如：机身框架、垂尾安装框和垂尾骨架等）采用SOLID 45进行网格划分，螺栓连接处采用MPC绑定连接，蒙皮与框架之间采用MPC单元绑定连接［11］。整体模型如图6所示（注：计算模型包含垂尾、机身框架结构等完全状态，取对称一侧）。

3.2计算工况介绍

某型无人机属于亚音速大机动无人机，本文取极限飞行工况进行强度分析，有两种工况：工况1∶7 g过载状态；工况21∶5°侧滑角状态。根据设计论证及飞行试验要求，该无人机在两种工况下的气动载荷分布情况如图7及表1、表2所示。

3.3材料设置

根据材料手册［12］和该型无人机设计材料选型报告，翼身一体整体尾部结构所采用的材料属性如表3所示。

3.4计算结果及分析

基于以上设定，采用ANSYS对结构进行有限元静力仿真计算，得出翼身一体尾段结构在工况1的应力云图和变形云图如图8所示，特别地针对复合材料蒙皮以及H型翼梁进行有限元分析，得出复合材料蒙皮及H翼梁结构在工况1的纵向、横向及面内剪切的应力云图如图9、图10所示。

翼身一体尾段结构在工况1载荷情况下的应力云图和变形云图如图11所示，特别地针对复合材料蒙皮以及H型翼梁的进行有限元分析，得出复合材料蒙皮及H翼梁结构在工况2在和情况下的X向、Y向及XY向的应力云图如图12、图13所示。

由图8可以看出，工况1载荷条件下：最大变形出现在平尾翼尖，最大变形为3.41 mm。最大应力出现在垂尾安装框1螺纹孔处，最大应力为73.26 MPa；从图11可以看到，工况2载荷条件下：最大变形出现在垂尾翼尖，最大变形为5.05 mm。最大应力出现在垂尾安装接头的耳片根部，最大应力为203.40 MPa。根据图9、图10及图12、图13的计算结果，对翼身融合整体尾段及H型翼梁壳体复合材料零部件进行蔡-吴张量理论分析［13］，当安全系数为1.5时，复合材料各部位均满足强度要求。计算结果表明，两种工况下的最大应力均出现在翼身一体整体尾部结构之外的垂尾安装接头之处，而垂尾及其安装接头并非翼身一体尾段的构成部分，而是传统的单独成型装配结构，翼身一体尾段本身的应力水平处于比较低值且均布的状态。这也证明了取消平尾安装接头采用平尾、尾罩翼身一体设计大幅降低了结构的应力水平，充分体现了复合材料结构整体化设计和成型的优势所在。

4结语

（1）本文设计了一种新型的基于H型翼梁的尾翼与尾罩翼身一体设计的整体式尾段结构，具有结构简单、重量轻、载荷传递效率高等优势，达成了某型无人机尾部结构的减重30 %的指标要求；

（2）通过有限元计算并结合蔡吴张量理论分析得出，在7 g过载及5°侧滑角两种极限工况下，整体尾部各部结构的强度安全系数高达1.5以上，复合材料翼身一体设计的尾段结构本身应力水平处于低值且均布状态；

（3）相较于传统的通过接头将尾罩、尾翼相连接的装配式尾段结构，复合材料整体式尾段结构取消了尾翼与机身的连接设计，采用低成本设计和制造实现，在后续的批生产中经过验证，达成了某型无人机尾部结构综合成本降低30 %的目标，并为类似结构的设计提供了可靠有效的参考。

参考文献

［1］中国航空研究院. 复合材料结构设计手册［M］. 北京：航空工业出版社，2004.

［2］刘虎等. 飞机总体设计［M］. 北京：北京航空航天大学出版社，2018.

［3］陶梅贞等. 现代飞机结构综合设计［M］. 西安：西北工业大学出版社，2014.

［4］牛春匀等. 实用飞机结构工程设计［M］. 北京：航空工业出版社，2008.

［5］孙晓博等. 巡飞弹复合材料弹翼结构减重优化设计［J］. 弹箭与制导学报，2017，1：23-26.

［6］姜震宇等. CFRP加固H型损伤钢梁的扩展有限元分析［J］. 力学季刊，2012，4：649-656.

［7］段新跃等. RTM工艺工字梁构建的模拟与试验研究［J］. 航空学报，2006，6：1223-1228.