探究无人机大展弦比机翼

机翼是飞机上用以产生升力的重要部件, 其展弦比定义为翼展的平方与机翼面积之比或翼展与机翼弦长之比。21 世纪初, 高空长航时飞机得到了世界各国的普遍重视, 由于环境、用途等要求, 这类飞机机翼往往采用大展弦比布局形式, 这种形式的突出优点就是诱导阻力小和升力线斜率高, 有利于省油和提高航程。为了追求高气动效率, 高空长航时无人机几乎都采用了展弦比在15以上的大展弦比机翼, 如图1 所示。

图1  大展弦比无人机

大展弦比机翼的刚度普遍偏小, 在飞行载荷作用下, 会产生很大的弯曲和扭转变形。结构弹性的改变引起机翼气动参数的变化, 气动特性的改变可能加剧机体的变化引起振动特性的改变, 会对飞机的飞行质量带来很大影响。因此, 对于大展弦比机翼进行各种力学分析是飞机设计的一项重要工作。

本文对大展弦比机翼建立有限元模型, 对其进行静动力分析, 并在此基础上使用局部应力一应变疲劳分析理论分析了此无人机机翼的疲劳寿命。

一、机翼模型

模型依据真实机翼结构经简化建成, 由翼梁、长析、墙(腹板)、翼肋以及蒙板与蒙皮组成, 蒙板与蒙皮、翼肋、翼梁等均采用弯曲板元描述, 机翼前缘后掠角为6^o , 如图2 所示。

翼梁、翼墙主要承担机翼各种载荷引起的大部分弯矩和剪力, 是机翼结构的主要承力件; 长析是机翼蒙皮下的纵向件, 主要用来抵抗机翼弯曲变形和支持蒙皮以提高蒙皮图2 有限元模型线图受压的稳定性; 翼肋主要用来保持机翼截面形状, 支持蒙皮、长析, 以提高蒙皮、长析的受压稳定性, 部分加强翼肋传递扭矩; 蒙皮用来构成机翼外形和i床受局部空气动力, 部分蒙皮还要i床受较大的弯矩和扭矩。

机翼所受载荷为惯性力和气动力载荷, 且二者作用方向相反。气动载荷直接作用在蒙皮上, 由蒙皮分别传给长拓和翼肋。翼肋上气动载荷的合力作用在该翼剖面的压力中心上, 并近似认为它垂直于翼弦线。翼肋的压力中心可以通过以下公式得到：

式中, C_r、C_t 分别为翼根弦长和翼尖弦长。合载荷沿主翼梁展向呈椭圆分布。

机翼固定在无人机机身, 各部件的材料参数见表1 。其中, 蒙皮为塑料, 翼肋和蒙板为巴沙木, 翼梁和析条为碳纤维增强复合材料。

二、结果分析

1. 静力分析

计算可知, 模型的应力和变形由翼梢至根部递增(图3 )。由于施加的分布力靠近机翼前缘, 在翼根处的机翼前缘应力值达到最大。在翼肋与翼梁连接处存在应力集中, 应力值和作用范围从翼梢到翼根逐渐增大, 呈阶梯状分布, 翼梁的应力值也由翼梢向翼根递增, 在翼梢处近似为零。蒙板和蒙皮应力在翼根处最大。机翼桁条上应力呈阶梯分布, 可以部分消除应力集中, 避免局部损伤, 因此可以应用析条降低其他承力部件的应力作用来延长机翼的使用寿命。

2. 模态分析

计算结果见表2 。可知大展弦比柔性机翼的一阶频率较低, 而且结构变形很大。由于结构大变形引起的几何非线性会引起机翼面内弯曲和扭转的运动祸合, 改变相应模态的频率和振型(图4 ), 从而影响气动弹性祸合关系, 降低颤振临界速度, 导致飞机稳定性降低。因此, 对于具有大展弦比机翼的高空长航时无人机, 必须在其设计过程中进行几何非线性气动弹性稳定性分析。

3. 疲劳分析

当弯曲和扭转变形祸合时, 机翼受到弯扭祸合的交变应力的作用, 机翼与机身连接部位是结构的疲劳薄弱部位, 在循环载荷作用下会产生裂纹。结构疲劳分析包括材料疲劳性能和结构载荷历程。由于无人机使用状况较为复杂, 疲劳分析所必须具备的材料疲劳特性和载荷历程都难以确定。因此, 疲劳分析的关键是材料疲劳参数和载荷历程的获取。进行线弹性疲劳分析时, 需要输人单位加载的节点应力结果。然后把节点应力结果作为时间载荷历程, 乘以相对应的载荷倍数,得到疲劳载荷谱, 从而求得疲劳寿命。

通过FE 一SAFE模块的材料数据库可以近似得到材料的疲劳参数。输人材料的抗拉强度和弹性模量后, 运用Seeger算法,能够得到结构的s一n 曲线。在定义了材料参数和疲劳载荷谱后,就可以应用FE 一SAFE模块对机翼进行疲劳计算。

三、结论

大展弦比机翼是高空无人机采用的主要结构形式。由于展弦比大, 机翼属于大柔性结构, 根部弯矩大, 同时采用复合材料结构, 都会给结构设计带来许多新的问题。为了最大限度地提高机翼的结构效率, 在设计时要对结构进行各种力学性能分析, 按结构受力特点, 选择合适的结构布局形式, 这些分析对复合材料无人机机翼结构设计具有重要的指导意义。

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