張 平，吳文志，吳 斌

(中國電子科技集團(tuán)公司第三十八研究所， 安徽 合肥 230088)

傳感器飛機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)優(yōu)化與性能分析*

張 平，吳文志，吳 斌

(中國電子科技集團(tuán)公司第三十八研究所， 安徽 合肥 230088)

傳感器飛機(jī)是一種集情報(bào)、監(jiān)視和偵察功能于一體的未來先進(jìn)無人機(jī)。一體化機(jī)翼作為傳感器飛機(jī)飛行和探測的關(guān)鍵結(jié)構(gòu)，其主要功能是作為雷達(dá)天線和為飛行器提供升力及操縱能力。文中初步設(shè)計(jì)了一種雙梁式后掠一體化機(jī)翼構(gòu)型，蒙皮分區(qū)域采用玻璃纖維和碳纖維面板蜂窩夾層結(jié)構(gòu)，主承力骨架采用鋁合金材料。對(duì)初始機(jī)翼構(gòu)型的力學(xué)性能分析表明，其靜強(qiáng)度和穩(wěn)定性不能滿足最大設(shè)計(jì)載荷下的使用要求。因此對(duì)機(jī)翼結(jié)構(gòu)進(jìn)行了局部尺寸縮放、纖維鋪層調(diào)整以及骨架傳力路徑改善等優(yōu)化設(shè)計(jì)，分別量化給出了各優(yōu)化途徑對(duì)機(jī)翼性能提升的效果。綜合3種優(yōu)化途徑得到改進(jìn)設(shè)計(jì)的一體化機(jī)翼，在結(jié)構(gòu)重量增加很小的情況下，強(qiáng)度和穩(wěn)定性得到了明顯提高，滿足設(shè)計(jì)要求。該設(shè)計(jì)和分析結(jié)果可供其他傳感器飛機(jī)一體化機(jī)翼設(shè)計(jì)參考。

傳感器飛機(jī)；平臺(tái)載荷一體化；共形天線；復(fù)合材料；優(yōu)化設(shè)計(jì)

引 言

傳感器飛機(jī)(Sensorcraft)是最先由美國空軍研究實(shí)驗(yàn)室(AFRL)提出的一種新概念無人飛行器，可在空中長時(shí)間續(xù)航并通過機(jī)上攜帶的一體化傳感器執(zhí)行全方位觀察，完成情報(bào)、監(jiān)視和偵察(ISR)任務(wù)[1]。

傳感器飛機(jī)機(jī)翼通常被設(shè)計(jì)成大展弦比后掠翼構(gòu)型[2-4]，要求在機(jī)翼蒙皮內(nèi)沿展向埋入多波段陣列共形天線，實(shí)現(xiàn)平臺(tái)與載荷的無縫結(jié)合，通過材料和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)使一體化機(jī)翼兼顧力學(xué)和電訊性能。

從20世紀(jì)90年代開始，美國空軍圍繞一體化機(jī)翼開展了多個(gè)共形天線(CLAS)項(xiàng)目的研究[5-8]：在智能蒙皮結(jié)構(gòu)技術(shù)演示項(xiàng)目中，美國諾斯羅普公司研究了用CLAS代替原結(jié)構(gòu)件和電磁兼容等問題，項(xiàng)目的成果之一為布置在垂直尾翼的F/A-18端帽共形天線；2000年，CLAS技術(shù)進(jìn)入可行性評(píng)估階段，由雷聲公司和波音公司承擔(dān)的結(jié)構(gòu)一體化X波段陣列項(xiàng)目，從天線陣列技術(shù)方面對(duì)傳感器無人機(jī)的可行性進(jìn)行了評(píng)估驗(yàn)證；2004年至今為CLAS技術(shù)的工程化研制階段，波音公司和諾斯羅普公司分別研制了聯(lián)合翼構(gòu)型以及飛翼構(gòu)型的一體化工程樣機(jī)，滿足360°全向掃描要求。歐洲在20世紀(jì)末也開始了一體化機(jī)翼技術(shù)的研究，歐洲航空防務(wù)與航天公司(EADS)針對(duì)結(jié)構(gòu)功能一體化天線，共發(fā)展了4種型號(hào)的天線，達(dá)到了與三維曲面完全契合的效果[9]。

國內(nèi)關(guān)于共形天線技術(shù)的研究起步較晚，但近幾年發(fā)展迅速。文獻(xiàn)[10]對(duì)蜂窩夾層微帶天線進(jìn)行了基礎(chǔ)研究，研制了包括Ku和S波段的一體化夾層微帶天線樣件，并分析了結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)天線力學(xué)性能及電性能的影響；文獻(xiàn)[11]研究了共形微帶天線參數(shù)的精確分析方法、天線單元及陣列的優(yōu)化方法等；文獻(xiàn)[12]提出了具體的智能蒙皮天線總體設(shè)計(jì)方案，包括嵌入光纖傳感器、驅(qū)動(dòng)裝置以及微處理器的封裝功能層，該方案提供了一體化機(jī)翼的設(shè)計(jì)框架。

從目前對(duì)傳感器飛機(jī)一體化機(jī)翼的研究結(jié)果看，國外已經(jīng)從一體化機(jī)翼的關(guān)鍵技術(shù)突破走向工程樣機(jī)研制階段，而國內(nèi)仍處于概念設(shè)計(jì)和應(yīng)用基礎(chǔ)研究階段，成果還不能滿足工程需求。

本文根據(jù)傳感器飛機(jī)原理樣機(jī)的總體設(shè)計(jì)要求，對(duì)一體化機(jī)翼進(jìn)行了方案階段的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和性能分析。在常規(guī)機(jī)翼設(shè)計(jì)方法的基礎(chǔ)上，考慮蒙皮共形天線區(qū)域性能要求，初步設(shè)計(jì)了一種雙梁式后掠翼構(gòu)型，并在結(jié)構(gòu)重量增加很小的情況下，通過對(duì)初始機(jī)翼構(gòu)型開展復(fù)合材料鋪層、結(jié)構(gòu)傳力路徑等優(yōu)化設(shè)計(jì)，使機(jī)翼的強(qiáng)度和穩(wěn)定性滿足總體設(shè)計(jì)要求，同時(shí)具體給出了各優(yōu)化途徑對(duì)機(jī)翼性能提升的效果。該優(yōu)化分析內(nèi)容和結(jié)果可供其他傳感器飛機(jī)一體化機(jī)翼的方案設(shè)計(jì)參考。

1 機(jī)翼初始設(shè)計(jì)構(gòu)型

根據(jù)傳感器飛機(jī)在結(jié)構(gòu)、功能以及載荷等方面的總體要求，設(shè)計(jì)了一體化機(jī)翼的初步構(gòu)型，左機(jī)翼結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 一體化機(jī)翼結(jié)構(gòu)示意圖

機(jī)翼采用大展弦比后掠翼構(gòu)型，由骨架、襟翼、副翼、翼尖、蒙皮和天線陣列組成。蒙皮采用蜂窩夾層蒙皮，共形天線陣列埋在蒙皮復(fù)合材料面板內(nèi)，天線區(qū)域采用透波材料設(shè)計(jì)。骨架主要由前后翼梁以及翼肋組成，考慮透波要求，在常規(guī)雙梁機(jī)翼設(shè)計(jì)基礎(chǔ)上，將主梁分段，天線邊界的主梁中段后移，在主梁分段處采用加強(qiáng)翼肋設(shè)計(jì)。

2 初始構(gòu)型性能分析

2.1有限元建模

在ABAQUS軟件中建立機(jī)翼初始構(gòu)型的有限元模型，如圖2所示。前緣、襟翼、副翼和翼尖內(nèi)部泡沫填充物采用體單元，翼梁和翼肋的緣條采用梁單元，其他結(jié)構(gòu)均采用殼單元，單元總數(shù)約20萬。

圖2 機(jī)翼初始構(gòu)型有限元模型

翼梁和加強(qiáng)翼肋采用7075鋁合金，蒙皮共形天線區(qū)域采用玻璃纖維面板蜂窩夾層結(jié)構(gòu)，其他區(qū)域采用碳纖維面板蜂窩夾層結(jié)構(gòu)，主要材料的力學(xué)參數(shù)見表1。

表1 機(jī)翼模型主要材料的力學(xué)參數(shù)

注： 對(duì)于復(fù)合材料，1表示纖維方向，2表示基體方向，t表示拉伸，c表示壓縮；對(duì)于蜂窩，1表示縱向，2表示橫向。

2.2靜強(qiáng)度分析

分析初始機(jī)翼構(gòu)型的強(qiáng)度，載荷取最嚴(yán)酷情況，安全系數(shù)取1.5。有限元分析時(shí)氣動(dòng)載荷沿弦向采用B8分布，沿展向采用平均分布，如圖3所示，保持總載荷與最嚴(yán)酷載荷總量相等。

圖3 氣動(dòng)載荷弦向采用B8分布

機(jī)翼骨架和蒙皮的應(yīng)力分布云圖如圖4和圖5所示。骨架最大應(yīng)力出現(xiàn)在連接主梁前段和中段的加強(qiáng)肋緣條上，應(yīng)力數(shù)值約542 MPa，超過鋁合金許用應(yīng)力。而蒙皮纖維方向的應(yīng)力也主要集中在該加強(qiáng)肋兩側(cè)區(qū)域，以上蒙皮為例，最大應(yīng)力約為411 MPa，超過玻璃纖維的抗壓強(qiáng)度。

由于主梁分段，因此氣動(dòng)載荷產(chǎn)生的內(nèi)力會(huì)在分段處剖面重新平衡，產(chǎn)生較大的扭矩。該扭矩主要由加強(qiáng)肋緣條承受，因而肋緣條應(yīng)力較大。同時(shí)，加強(qiáng)肋兩側(cè)的蒙皮也出現(xiàn)了近似反對(duì)稱分布的應(yīng)力集中情況。

圖4 機(jī)翼骨架Mises應(yīng)力分布

圖5 上蒙皮最外層纖維方向應(yīng)力

2.3屈曲分析

對(duì)初始機(jī)翼構(gòu)型的穩(wěn)定性進(jìn)行分析，載荷取最嚴(yán)酷情況下的使用載荷。結(jié)構(gòu)的前2階屈曲模態(tài)如圖6所示，主要發(fā)生在由加強(qiáng)肋和前后梁圍成的受壓面蒙皮格子區(qū)域。其中，1階屈曲系數(shù)為0.89，小于1，表明結(jié)構(gòu)發(fā)生了局部失穩(wěn)。

由于受壓面蒙皮格子區(qū)域面積較大，且缺乏一定的法向抗彎支撐，因而容易產(chǎn)生局部失穩(wěn)。

圖6 機(jī)翼前2階屈曲模態(tài)

3 機(jī)翼結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)

根據(jù)機(jī)翼初始構(gòu)型強(qiáng)度和穩(wěn)定性的計(jì)算結(jié)果及其分析，優(yōu)化危險(xiǎn)區(qū)域的結(jié)構(gòu)剛度和傳力路徑，以降低結(jié)構(gòu)應(yīng)力水平。另外，在蒙皮共形天線區(qū)域下方補(bǔ)充桁條，以提高壁板抵抗失穩(wěn)的能力。

3.1局部尺寸優(yōu)化

增大加強(qiáng)肋緣條面積是提高危險(xiǎn)區(qū)域抗扭能力的一種途徑。加強(qiáng)肋緣條厚度變化對(duì)危險(xiǎn)區(qū)域最大應(yīng)力的影響如圖7所示。增加緣條厚度可以降低骨架和蒙皮的最大應(yīng)力，在變參范圍內(nèi)應(yīng)力下降約18%，但不能改變加強(qiáng)肋附近應(yīng)力集中的現(xiàn)象。

圖7 加強(qiáng)肋緣條厚度對(duì)結(jié)構(gòu)應(yīng)力的影響

3.2蒙皮鋪層優(yōu)化

在不改變機(jī)翼蒙皮厚度的情況下，優(yōu)化纖維鋪層角度可以改善蒙皮展向抗彎剛度，以降低危險(xiǎn)區(qū)域的應(yīng)力水平。改變蒙皮初始鋪層中弦向纖維與展向的夾角對(duì)危險(xiǎn)區(qū)域最大應(yīng)力的影響如圖8所示。增加纖維在展向的鋪層分量，可以有效降低蒙皮的應(yīng)力，全部沿展向鋪層時(shí)蒙皮最大應(yīng)力降幅超過30%，但該方法同樣不能改變高應(yīng)力集中的情況。

圖8 蒙皮纖維鋪層角對(duì)結(jié)構(gòu)應(yīng)力的影響

3.3骨架傳力優(yōu)化

骨架傳力路徑優(yōu)化可以調(diào)整結(jié)構(gòu)內(nèi)力分布，從而降低危險(xiǎn)區(qū)域的最大應(yīng)力并改善高應(yīng)力集中現(xiàn)象。文中分別提出了如圖9所示的2種結(jié)構(gòu)形式：a)將主梁中段延伸至機(jī)翼根部加強(qiáng)肋；b)用加強(qiáng)斜梁連接主梁前段和中段(初步取d/l=1/3)。其中方案a中主梁傳力路徑更直接，而方案b中盒段空間犧牲較小(預(yù)放備用油箱)。

圖9 骨架傳力路徑改進(jìn)方案

增加連接梁在改善結(jié)構(gòu)剛度和受力狀態(tài)的同時(shí)也將使結(jié)構(gòu)重量增大。減小原方案中主梁前段的工字梁截面尺寸，以使結(jié)構(gòu)重量基本不變。骨架傳力路徑調(diào)整后的結(jié)構(gòu)應(yīng)力如圖10所示。與原機(jī)翼方案相比，方案a和方案b中骨架的應(yīng)力集中現(xiàn)象得到了顯著改善，危險(xiǎn)應(yīng)力均勻分布在主梁緣條根部，結(jié)構(gòu)最大應(yīng)力下降明顯，降幅約為50%。

圖10 調(diào)整骨架傳力路徑后的結(jié)構(gòu)應(yīng)力

3.4機(jī)翼優(yōu)化方案

根據(jù)上述優(yōu)化分析結(jié)果確定機(jī)翼優(yōu)化方案，如圖11所示。對(duì)于機(jī)翼骨架，用加強(qiáng)斜梁連接主梁分段處，并對(duì)主梁緣條進(jìn)行適當(dāng)?shù)臏p重設(shè)計(jì)；對(duì)于蒙皮，在不增加厚度的情況下，將原正交鋪層改為0°/45°交叉鋪層，以增強(qiáng)展向剛度。另外，在共形天線區(qū)域蒙皮下方補(bǔ)充加強(qiáng)筋條，以提高蒙皮抵抗局部失穩(wěn)的能力。

圖11 一體化機(jī)翼綜合優(yōu)化方案

對(duì)優(yōu)化后的機(jī)翼進(jìn)行設(shè)計(jì)載荷和使用載荷下的強(qiáng)度和穩(wěn)定性分析，并考慮結(jié)構(gòu)重量和副油箱使用空間對(duì)方案進(jìn)行綜合評(píng)估，結(jié)果見表2。

表2 一體化機(jī)翼構(gòu)型優(yōu)化前后性能對(duì)比

注： 表中符號(hào)↑表示增加，↓表示下降；*表示不滿足設(shè)

計(jì)指標(biāo)要求，#表示滿足設(shè)計(jì)要求。

從表2可以看出，采用多途徑優(yōu)化后的傳感器飛機(jī)一體化機(jī)翼構(gòu)型，在犧牲很小的重量和盒段使用空間的情況下，結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和穩(wěn)定性都得到了顯著的提升，滿足總體設(shè)計(jì)要求。

4 結(jié)束語

本文通過蒙皮分區(qū)域采用玻璃纖維和碳纖維面板蜂窩夾層結(jié)構(gòu)，并對(duì)機(jī)翼主梁進(jìn)行分段處理，初步設(shè)計(jì)了一種一體化機(jī)翼構(gòu)型，滿足傳感器飛機(jī)對(duì)機(jī)翼透波特性的要求。綜合結(jié)構(gòu)尺寸、傳力路徑以及蒙皮鋪層優(yōu)化，對(duì)機(jī)翼進(jìn)行了改善設(shè)計(jì)，在犧牲很小的重量和盒段使用空間的情況下，強(qiáng)度和穩(wěn)定性都得到了顯著提升，滿足總體設(shè)計(jì)要求。

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張 平(1985-)，男，博士，工程師，主要從事智能材料與結(jié)構(gòu)及復(fù)合材料力學(xué)研究工作。

StructuralOptimizationandPropertyAnalysisofaSensorcraftWing

ZHANGPing，WUWen-zhi，WUBin

(The38thResearchInstituteofCETC,Hefei230088,China)

The sensorcraft is a kind of advanced unmanned aerial vehicle in the future which integrates the functions of intelligence, surveillance and reconnaissance (ISR). The integrated wing, as the key part of the sensorcraft, not only provides lift and control forces during flight, but also acts as the radar antenna during detection. In this paper a two-spar sweep integrated wing configuration is preliminarily designed, of which the skin uses honeycomb sandwich structure of glass and carbon fiber panel in different areas and the bearing frame uses aluminum alloy material. The mechanical analysis of the initial wing configuration shows that the static strength and stability do not meet the requirements under the maximum design load. Then optimal design is conducted to the wing by local size scaling, layer orientation adjustment and loading path improvement. And the quantitative effects are given for each approach on the wing property enhancement. The final wing optimal configuration is obtained by integrating the three improvement approaches. Mechanical analysis of the new wing model shows that with only little weight increase, the strength and stability have been improved obviously and meet the design requirements. This design and analysis results can be used as a reference for other sensorcraft wing design.

sensorcraft; load-platform integration; conformal antenna; composite material; optimal design

2015-06-26

V224

：A

：1008-5300(2015)04-0028-04