張曉木，曹韋俊，萬 歡

(南京模擬技術(shù)研究所， 南京 210016)

無人機(jī)是一種用動力驅(qū)動、可重復(fù)使用的無人駕駛飛行器。隨著無人機(jī)性能的不斷完善和改進(jìn)，在軍事領(lǐng)域得到了日益廣泛的應(yīng)用。無人機(jī)在軍事訓(xùn)練領(lǐng)域主要用于模擬武器裝備搜索、捕獲、跟蹤、攻擊之典型作戰(zhàn)對象的特性，為部隊訓(xùn)練和武器裝備系統(tǒng)能力評估提供目標(biāo)和依據(jù)。

隨著武器性能的不斷提升，對無人機(jī)目標(biāo)特性模擬能力的要求也越來越高。受經(jīng)費、周期、可靠性等的限制，無人機(jī)新型號的研制過程相當(dāng)漫長，且存在失敗的風(fēng)險。因此，通過在成熟無人機(jī)產(chǎn)品上安裝能夠經(jīng)濟(jì)、有效、逼真地模擬敵方飛機(jī)或巡航導(dǎo)彈目標(biāo)特征的裝置，可有效拓寬應(yīng)用范圍，延長生命周期[1]。某型無人機(jī)掛載紅外增強(qiáng)器后逼真的模擬了典型目標(biāo)的紅外特性，滿足了任務(wù)需求。在無人機(jī)生命周期內(nèi)，根據(jù)客戶需求進(jìn)行定制的應(yīng)用模式將成為無人機(jī)行業(yè)未來發(fā)展的主流。

本研究在某型無人機(jī)機(jī)翼上設(shè)計了具有足夠強(qiáng)度的紅外增強(qiáng)器安裝結(jié)構(gòu)，綜合對比分析了兩種結(jié)構(gòu)布局的氣動性能[2-7]，選定較優(yōu)結(jié)構(gòu)進(jìn)行了強(qiáng)度校核[8-10]，并根據(jù)飛行試驗結(jié)果對上述分析結(jié)果進(jìn)行了驗證。

1 掛載結(jié)構(gòu)設(shè)計

某型無人機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)由金屬骨架和蒙皮組成。金屬骨架是主承力構(gòu)件，采用雙梁式結(jié)構(gòu)，機(jī)翼翼尖處預(yù)留有任務(wù)載荷的掛點，可掛載兩枚紅外增強(qiáng)器。

如在單側(cè)翼尖掛載四枚紅外增強(qiáng)器，需對機(jī)翼結(jié)構(gòu)進(jìn)行重新設(shè)計、加工，生產(chǎn)周期、成本均滿足不了任務(wù)需求?？紤]到目前機(jī)翼結(jié)構(gòu)主要依靠金屬骨架承載，采用對成品機(jī)翼改制新增掛載點的方案可滿足上述要求。紅外增強(qiáng)器是以固體燃料為燃燒劑，其紅外輻射強(qiáng)度主要取決于燃料組分、工作溫度、輻射體材料以及輻射體面積，為避免紅外增強(qiáng)器工作時尾焰燒蝕機(jī)翼，在機(jī)翼兩側(cè)下翼面后梁距對稱面 595 mm 處各增加一個掛載點，使紅外增強(qiáng)器后端面與機(jī)翼后緣留出一定距離[11]。掛載結(jié)構(gòu)件與機(jī)翼后梁、蒙皮通過結(jié)構(gòu)膠粘接，見圖1所示。該方案在機(jī)翼兩側(cè)翼尖、翼下分別掛載兩枚紅外增強(qiáng)器，可滿足在無人機(jī)上掛載八枚紅外增強(qiáng)器的任務(wù)需求。

圖1 機(jī)翼掛點結(jié)構(gòu)示意圖

為有效減小氣動阻力，尋找最優(yōu)氣動布局方案，針對紅外增強(qiáng)器掛架，在某型無人機(jī)機(jī)翼上設(shè)計了兩種掛載結(jié)構(gòu)：① 掛架呈Y型布局； ② 掛架呈T型布局。具體如圖2所示。

圖2 Y型/T型布局掛載示意圖

2 氣動方案對比分析

針對兩種不同掛載方案，通過CFD計算基本縱、橫向氣動特性進(jìn)行對比，并選出較優(yōu)方案。

2.1 控制方程

采用三維Navier-Stokes方程對兩種方案的全機(jī)氣動模型進(jìn)行數(shù)值仿真計算。在直角坐標(biāo)系定義速度分量(u1，u2，u3)，采取求和約定慣例，無熱源三維Navier-Stokes方程守恒形式為：

(1)

式中：方程左側(cè)為慣性力；右側(cè)三項分別為內(nèi)部壓力梯度、作用在流體上的外力、作用在流體上的內(nèi)部應(yīng)力[12]。

2.2 計算模型與條件

數(shù)值計算采用ANSYS Fluent軟件，計算邊界條件見表1所示。坐標(biāo)系規(guī)定為：x軸沿機(jī)身軸線，由機(jī)頭指向機(jī)尾；z軸位于飛機(jī)對稱面內(nèi)，垂直x軸向上；y軸垂直飛機(jī)對稱面，指向右翼，坐標(biāo)原點位于機(jī)頭。

表1 計算邊界條件

計算采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，機(jī)體表面為三角形網(wǎng)格，面網(wǎng)格數(shù)約30萬，體網(wǎng)格數(shù)約600萬。2個方案計算模型的面網(wǎng)格、邊界層網(wǎng)格、體網(wǎng)格生成時，選擇的參數(shù)一致。

圖3、圖4為不同掛載方案局部網(wǎng)格示意圖。

圖3 方案1/方案2局部網(wǎng)格示意圖

圖4 方案1/方案2紅外增強(qiáng)器局部網(wǎng)格示意圖

湍流模型為SA—方程模型，縱向計算時攻角序列： 0°、2°、4°、6°、8°；橫向計算時側(cè)滑角序列：0°、2°、4°、6°。

2.3 基本縱向、橫向特性對比

利用上述方法對模型進(jìn)行了CFD數(shù)值計算，得到兩種方案基本縱向、橫向特性數(shù)據(jù)。在網(wǎng)格大致相同、湍流模型一致的情況下，將2個方案的計算結(jié)果與無人機(jī)初始布局特性參數(shù)進(jìn)行橫向比較。

2.3.1基本縱向特性

由圖5、表2可見，2種方案基本縱向特性參數(shù)與初始布局相比，方案1總體變化最小。其中兩方案的零升阻力系數(shù)增幅均較大，且差異也較大，方案1的增幅為45.6%，方案2的增幅為89%。阻力系數(shù)的增加將會導(dǎo)致無人機(jī)飛行過程中阻力增加，對爬升、航時等性能有較大不利影響。

圖5 不同攻角下阻力、升力、俯仰力矩系數(shù)

表2 兩種方案基本縱向特性較原布局增幅統(tǒng)計

2.3.2基本橫向特性

由圖6、表3可見，2種方案基本橫向特性參數(shù)與初始布局相比，方案1總體變化最小。其中方案1的橫滾靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)與初始布局相比增大了20%。但經(jīng)過分析評估因某型無人機(jī)副翼舵效較高，橫滾靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)的變化對操縱性能影響較小，在指標(biāo)允許范圍內(nèi)。

圖6 不同側(cè)滑角下側(cè)力、滾轉(zhuǎn)力矩、偏航力矩系數(shù)

表3 兩種方案基本橫向特性較原布局增幅統(tǒng)計

2.4 氣動阻力統(tǒng)計分析

各特性參數(shù)中阻力系數(shù)的改變對飛行影響較大，因此本小節(jié)對兩種方案各部件阻力進(jìn)行統(tǒng)計分析。

分部件統(tǒng)計兩個方案的阻力，主要分為3個部件：翼尖掛載結(jié)構(gòu)，翼下掛載結(jié)構(gòu)，剩余機(jī)體(除翼尖、翼下掛載結(jié)構(gòu)外的其余部分)，具體結(jié)果見表4所示。兩種方案中，不同掛載結(jié)構(gòu)本體阻力值相差不大，主要是不同掛架面積產(chǎn)生的摩阻差異；最主要的阻力差異來源于剩余機(jī)體，經(jīng)分析認(rèn)為，方案二布局翼下掛載時會與機(jī)翼之間形成一個壓縮通道，影響機(jī)翼下翼面流場，增加機(jī)翼阻力。

表4 分部件阻力統(tǒng)計

綜合縱、橫向氣動特性對比分析，方案一布局(Y型)為較優(yōu)的掛載方案。

3 結(jié)構(gòu)剛強(qiáng)度分析

某型無人機(jī)機(jī)翼采用雙梁式結(jié)構(gòu)，且左右對稱，主要靠金屬梁框架結(jié)構(gòu)承受飛行過程中產(chǎn)生的剪力和彎矩[13]。本次計算主要關(guān)注前梁、后梁、梁根部及翼尖連接處受力，因此僅截取機(jī)翼部分金屬梁框架建立有限元模型進(jìn)行受力分析。

前外梁、后外梁、加強(qiáng)肋、翼肋、翼尖掛架、翼下掛架材料為硬鋁，紅外增強(qiáng)器卡箍材料為45鋼。材料性能參數(shù)見表5所示。

表5 材料力學(xué)性能參數(shù)

某型無人機(jī)采用火箭助推起飛，降落傘+減震氣囊回收，在發(fā)射、回收過程承受較大過載，工況惡劣；飛行過程機(jī)翼上氣動力與紅外增強(qiáng)器重力方向相反，可部分抵消，過載系數(shù)小且平穩(wěn)。因此僅對發(fā)射、回收工況進(jìn)行校核。

發(fā)射瞬間無人機(jī)受力如圖7所示，主要承受為火箭助推推力 、無人機(jī)發(fā)動機(jī)推力與無人機(jī)重力共同作用；著陸瞬間過載系數(shù)為10。

圖7 發(fā)射瞬間無人機(jī)受力分析示意圖

有限元模型中，外梁、后外梁與中梁部分使用MPC和接觸模擬實際螺釘連接；翼下掛架使用Tie綁定模擬粘接。

發(fā)射瞬間過載作用下結(jié)構(gòu)的有限元靜力計算結(jié)果如圖8所示。梁框架結(jié)構(gòu)最大應(yīng)力為196.3 MPa，最大應(yīng)力位于后梁與翼尖掛載架連接處；最大位移為11.99 mm，最大位移位于翼尖紅外增強(qiáng)器掛架上(見圖9)。

圖8 結(jié)構(gòu)應(yīng)力分布

著陸瞬間10g過載作用下結(jié)構(gòu)的有限元靜力計算結(jié)果如圖10所示。梁框架結(jié)構(gòu)最大應(yīng)力為208.6 MPa，最大應(yīng)力位于后梁與后中梁連接的根部螺栓孔處；最大位移為20.49 mm，最大位移位于翼尖紅外增強(qiáng)器掛架上(見圖11)。

圖10 結(jié)構(gòu)應(yīng)力分布圖

圖11 結(jié)構(gòu)位移分布圖

掛載結(jié)構(gòu)中，紅外增強(qiáng)器卡箍為C型薄壁件，主要靠擰緊收口處的螺釘固定紅外增強(qiáng)器，剛度較差，因此與其他結(jié)構(gòu)件之間存在一定的位移跨度。上述兩種工況作用時間較短，結(jié)構(gòu)件未產(chǎn)生塑性變形時，不會對飛行性能產(chǎn)生影響，位移不是重要考核項。

由表6統(tǒng)計數(shù)據(jù)可知，機(jī)翼梁、掛架及其連接件安全系數(shù)均在1.5以上，設(shè)計強(qiáng)度滿足使用要求。

表6 強(qiáng)度校核結(jié)果匯總表

4 飛行驗證

將機(jī)翼按照方案一布局(Y型)改制完成后，某型無人機(jī)在外場進(jìn)行了多個架次的供靶飛行。無人機(jī)飛行過程姿態(tài)平穩(wěn)，能夠按照預(yù)定航向穩(wěn)定飛行；可根據(jù)地面指令要求執(zhí)行爬升、俯沖、盤旋等動作。無人機(jī)發(fā)射、回收過程安全，單架無人機(jī)可進(jìn)行多架次復(fù)飛。圖12、圖13為某架無人機(jī)實飛過程的姿態(tài)、速度、高度數(shù)據(jù)曲線。

圖12 無人機(jī)姿態(tài)、航向曲線

圖13 無人機(jī)速度、高度、轉(zhuǎn)速曲線

在發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速、高度基本相同情況下，分別截取不同編號某型無人機(jī)無外掛載荷、掛載八枚紅外增強(qiáng)器狀態(tài)部分實飛數(shù)據(jù)，如圖14、圖15所示。

圖14 無人機(jī)掛載八枚紅外增強(qiáng)器狀態(tài)飛行曲線

圖15 無人機(jī)無掛載狀態(tài)飛行曲線

某型無人機(jī)兩種狀態(tài)下飛行參數(shù)如表7所示。

表7 飛行參數(shù)

無人機(jī)在一定高度和速度下進(jìn)行定直飛行時，發(fā)動機(jī)推力和氣動阻力相等，即：

(2)

上述兩架次無人機(jī)飛行高度、發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速基本相同，即推力基本相等，根據(jù)式(2)可推出實飛條件下無人機(jī)掛載八枚紅外增強(qiáng)器狀態(tài)相對于無載狀態(tài)阻力增加72%。

第2節(jié)中兩種狀態(tài)阻力系數(shù)計算公式分別為：

帶載：

Cd=0.000 6α2+0.001 5α+0.041 9

(3)

無載：

Cd=0.000 6α2+0.000 9α+0.028 8

(4)

代入表7中對應(yīng)的配平攻角，得到帶載相對于無載狀態(tài)的數(shù)值仿真計算阻力增加量為56.8%。與推阻平衡推出的結(jié)果相比，兩者誤差為21.1%?？紤]到無人機(jī)理論與實際外形以及不同發(fā)動機(jī)之間的狀態(tài)差異，上述誤差在可接收范圍內(nèi)。

5 結(jié)論

1) 本研究針對特定任務(wù)需求在某型無人機(jī)機(jī)翼翼下新增掛點并設(shè)計了Y型、T型兩種紅外增強(qiáng)器掛載結(jié)構(gòu)；

2) 利用CFD數(shù)值模擬技術(shù)對某型無人機(jī)兩種紅外增強(qiáng)器布局進(jìn)行了氣動計算，根據(jù)計算結(jié)果對兩種布局的基本縱向、橫向特性進(jìn)行了分析，選定較優(yōu)方案；

3) 利用FEM技術(shù)對選定的掛載結(jié)構(gòu)發(fā)射、回收工況進(jìn)行強(qiáng)度校核，根據(jù)計算結(jié)果統(tǒng)計了各零件的最大應(yīng)力，得到了相應(yīng)安全系數(shù)，該結(jié)構(gòu)滿足使用要求；

4) 改制后無人機(jī)進(jìn)行了多架次供靶飛行，飛行數(shù)據(jù)及實際情況驗證了分析結(jié)果的有效性；

5) 本文對無人機(jī)定制化過程中的改制方案評估具有指導(dǎo)意義。