论文部分内容阅读
[摘 要]目前国内外正大力发展垂直起降无人机，且基础理论和关键技术已研究得逐渐成熟，但对其静强度分析研究得较少。为了确定机翼电机最佳安装位置以及优化机翼结构布局，本文对垂直起降无人机的机翼进行有限元仿真来分析机翼静强度。采用密度为110.5kg/m?的PMI泡沫材料，仿真分析后可知安装在航模机型机翼上的电机最佳位置为距机翼根部300mm处，且机翼所受应力随着离根部距离的增大而减小，由此可知在对机翼结构进行设计时可适当对根部进行加强并对翼梢进行减料减重。
[关键词]有限元仿真；机翼静强度；垂直起降；机翼结构布局
中图分类号：TP861 文献标识码：A 文章编号：1009-914X（2018）12-0039-02
垂直起降无人机是以直升机方式垂直起降，并能以故定翼飞机方式前飞的飞行器，与传统直升机相比，它具有飞行速度快、航程远和油耗低等特点，与故定翼飛机相比，它对跑道无依赖和能够实现定点悬停。
经过多年的研究和发展，关于垂直起降无人机的基础理论和飞行试验研究已经取得了较大进展，研究主要集中在先进气动布局设计、系统建模技术、飞行控制技术等几个方面。文献[1]根据设计性能指标，进行总体参数估算，完成了常规式和飞翼式两种方案的外形设计，由此进行了不同的低雷诺数翼型和机翼配置，并对设计结果进行了气动分析。文献[2]针对建模参数的不确定性，采用滑模控制对尾座式飞行器的垂直飞行状态设计了姿态控制器，增强了系统的鲁棒性。然而纵观国内外研究现状，对垂直起降无人机的静强度研究得较少，为此，本文针对这一问题进行研究。
飞机结构强度是指在规定的力学环境下结构不会发生破坏和保持安全工作的能力。目前，飞机结构强度研究领域主要包括静强度、动强度与气动弹性不稳定性、疲劳/断裂和损伤容限等[3]。本文主要研究飞机机翼结构静强度，采用有限元分析方法进行静强度分析的主要步骤为：获取结构外载荷、计算结构内力、与材料许用应力对比判断强度是否符合要求。
1机翼结构的有限元网格划分
本文机翼翼展800mm，弦长160mm，采用平直翼，无后掠角。机翼左右距机身300mm处各一个可倾转电机提供飞机平飞与垂起动力，因此，简化机翼模型时需在300mm处开口并施加集中载荷以模拟机翼实际受力情况。因为本文分析的飞机为对称型，所以本文将只分析半边机翼强度。
针对三维计算域的过渡面等特点，本文采取六面体网格划分方法。网格划分如下图1所示，对机翼有缺口处进行切分后划分网格，网格种子间距为6。
图1机翼有限元网格划分
2对机翼所受载荷进行简化
因为本文是对飞机机翼做静载分析，故只需对飞机整个飞行过程中所受最大载荷进行分析。本文研究的飞机为垂直起降飞机，整个飞行过程中垂直起降阶段飞机所受载荷最大，故垂直起降阶段为分析重点。垂直起降阶段动力电机产生的拉力为飞机机翼所承受的主要力，电机在整个飞行过程中产生的最大拉力简化为集中载荷 ， 作用点为电机的安装位置处；垂直起降阶段机翼所受阻力主要为垂直方向上的，因此可简化到过载系数中；因为飞机为对称结构，所以载荷约束可简化为机翼根部为故支约束，另一端为自由端；距机翼根部300mm处动力装置电机的产生的拉力大小为飞机起飞重量的三分之一，即 ，本文飞机起飞重量为2.5kg，垂直起降电机总拉力一般是起飞重量的1.5～2倍，本文取过载为1.5倍过载， 大小约为13N。
3材料参数的设置
本文研究PMI（ROHACELL110WF）泡沫材料，该材料是各向同性材料，全称叫作聚甲基丙烯酰亚胺是一种轻质高强度的泡沫塑料，该材料的弹性能参数如下表1所示
创建截面，并对截面赋材料属性；本文是静力分析，故创建分析步为staticgeneral。
4对机翼有限元模型进行计算
对机翼施加最大静载荷进行结构静力学分析能够得到机翼的应力云图和应变云图，Mises应力反映了机翼受力的综合效果；Max.Principal应力反映了翼梁受拉的情况；各应力云图如下
由应力云图可知机翼最大应力处Mise最大应力值为2.265MPa，Max.Principal最大应力值为2.356MPa，Min.Principal最大应力值为0.246MPa。
机翼各应力对应的应变图如下图6、图7所示：
5对机翼计算结果进行分析
本文取安全系数为1.5，材料抗拉强度为 ，抗压强度，由图4、图5、图6可知在本文载荷环境下机翼最大应力为2.265MPa小于2.4MPa，因此该结构下材料静强度符合设计要求。
6结论
1）实验采用密度为110.5kg/m?的PMI泡沫材料，仿真分析后可知安装在航模机型机翼上的电机最佳位置为距机翼根部300mm处。2）由图可知机翼根部所受力最大，需在机翼根部进行加强，翼梢部分受力较小可对翼梢处的翼肋挖孔减轻重量，且应变云图基本与应力云图相符。
参考文献
[1]马献伟，白俊强.低雷诺数小型无人飞机气动设计[J].航空计算技术，2012，42（06）：17-20+24.
[2]Guerrero J A， Lozano R， Romero G， et al. Robust control design based on sliding mode control for hover flight of a mini tail-sitter Unmanned Aerial Vehicle[C]// Industrial Electronics， 2009. IECON '09. Conference of IEEE. IEEE， 2010：2342-2347.
[3]孙侠生，飞机结构强度新技术[M].北京：航空工业出版社，2017.10.
基金名称
中国民航大学研究生科技创新基金项目资助。
[关键词]有限元仿真；机翼静强度；垂直起降；机翼结构布局
中图分类号：TP861 文献标识码：A 文章编号：1009-914X（2018）12-0039-02
垂直起降无人机是以直升机方式垂直起降，并能以故定翼飞机方式前飞的飞行器，与传统直升机相比，它具有飞行速度快、航程远和油耗低等特点，与故定翼飛机相比，它对跑道无依赖和能够实现定点悬停。
经过多年的研究和发展，关于垂直起降无人机的基础理论和飞行试验研究已经取得了较大进展，研究主要集中在先进气动布局设计、系统建模技术、飞行控制技术等几个方面。文献[1]根据设计性能指标，进行总体参数估算，完成了常规式和飞翼式两种方案的外形设计，由此进行了不同的低雷诺数翼型和机翼配置，并对设计结果进行了气动分析。文献[2]针对建模参数的不确定性，采用滑模控制对尾座式飞行器的垂直飞行状态设计了姿态控制器，增强了系统的鲁棒性。然而纵观国内外研究现状，对垂直起降无人机的静强度研究得较少，为此，本文针对这一问题进行研究。
飞机结构强度是指在规定的力学环境下结构不会发生破坏和保持安全工作的能力。目前，飞机结构强度研究领域主要包括静强度、动强度与气动弹性不稳定性、疲劳/断裂和损伤容限等[3]。本文主要研究飞机机翼结构静强度，采用有限元分析方法进行静强度分析的主要步骤为：获取结构外载荷、计算结构内力、与材料许用应力对比判断强度是否符合要求。
1机翼结构的有限元网格划分
本文机翼翼展800mm，弦长160mm，采用平直翼，无后掠角。机翼左右距机身300mm处各一个可倾转电机提供飞机平飞与垂起动力，因此，简化机翼模型时需在300mm处开口并施加集中载荷以模拟机翼实际受力情况。因为本文分析的飞机为对称型，所以本文将只分析半边机翼强度。
针对三维计算域的过渡面等特点，本文采取六面体网格划分方法。网格划分如下图1所示，对机翼有缺口处进行切分后划分网格，网格种子间距为6。
图1机翼有限元网格划分
2对机翼所受载荷进行简化
因为本文是对飞机机翼做静载分析，故只需对飞机整个飞行过程中所受最大载荷进行分析。本文研究的飞机为垂直起降飞机，整个飞行过程中垂直起降阶段飞机所受载荷最大，故垂直起降阶段为分析重点。垂直起降阶段动力电机产生的拉力为飞机机翼所承受的主要力，电机在整个飞行过程中产生的最大拉力简化为集中载荷 ， 作用点为电机的安装位置处；垂直起降阶段机翼所受阻力主要为垂直方向上的，因此可简化到过载系数中；因为飞机为对称结构，所以载荷约束可简化为机翼根部为故支约束，另一端为自由端；距机翼根部300mm处动力装置电机的产生的拉力大小为飞机起飞重量的三分之一，即 ，本文飞机起飞重量为2.5kg，垂直起降电机总拉力一般是起飞重量的1.5～2倍，本文取过载为1.5倍过载， 大小约为13N。
3材料参数的设置
本文研究PMI（ROHACELL110WF）泡沫材料，该材料是各向同性材料，全称叫作聚甲基丙烯酰亚胺是一种轻质高强度的泡沫塑料，该材料的弹性能参数如下表1所示
创建截面，并对截面赋材料属性；本文是静力分析，故创建分析步为staticgeneral。
4对机翼有限元模型进行计算
对机翼施加最大静载荷进行结构静力学分析能够得到机翼的应力云图和应变云图，Mises应力反映了机翼受力的综合效果；Max.Principal应力反映了翼梁受拉的情况；各应力云图如下
由应力云图可知机翼最大应力处Mise最大应力值为2.265MPa，Max.Principal最大应力值为2.356MPa，Min.Principal最大应力值为0.246MPa。
机翼各应力对应的应变图如下图6、图7所示：
5对机翼计算结果进行分析
本文取安全系数为1.5，材料抗拉强度为 ，抗压强度，由图4、图5、图6可知在本文载荷环境下机翼最大应力为2.265MPa小于2.4MPa，因此该结构下材料静强度符合设计要求。
6结论
1）实验采用密度为110.5kg/m?的PMI泡沫材料，仿真分析后可知安装在航模机型机翼上的电机最佳位置为距机翼根部300mm处。2）由图可知机翼根部所受力最大，需在机翼根部进行加强，翼梢部分受力较小可对翼梢处的翼肋挖孔减轻重量，且应变云图基本与应力云图相符。
参考文献
[1]马献伟，白俊强.低雷诺数小型无人飞机气动设计[J].航空计算技术，2012，42（06）：17-20+24.
[2]Guerrero J A， Lozano R， Romero G， et al. Robust control design based on sliding mode control for hover flight of a mini tail-sitter Unmanned Aerial Vehicle[C]// Industrial Electronics， 2009. IECON '09. Conference of IEEE. IEEE， 2010：2342-2347.
[3]孙侠生，飞机结构强度新技术[M].北京：航空工业出版社，2017.10.
基金名称
中国民航大学研究生科技创新基金项目资助。