一種飛翼布局無人機族的機體結構優化設計

岳志星，尹海蓮，王 宇，余雄慶

(1.南京航空航天大學飛行器設計先進技術國防重點學科實驗室，江蘇 南京 210016)(2.南京航空航天大學中小型無人機先進技術工業和信息化部重點實驗室，江蘇 南京 210016)

無人機族是一組無人機型號的集合，其中各型號無人機之間有通用的部件或子系統，但飛行性能和使用要求不同，以此滿足客戶的不同需求[1]。采用無人機族策略可以大大縮短不同型號無人機的開發周期，有利于降低后期的維護成本，對未來無人機市場發展有強大的適應力[2]。單一類型的飛翼布局無人機結構優化方法已經比較成熟，但是模塊化無人機族的結構設計優化方法還有待進一步探究。

世界上很多飛機制造公司都采用過飛機族策略，用來拓展飛機的不同用途。例如美國的波音747通過后續的各種改進或改型設計，發展出了多種型號，分別適應不同階段的客運和貨運市場的需求。B747基本型號包括 B747-100/200/300系列以及第二代B747-400 系列和最新的B747-8[3]。美國的聯合攻擊機JSF是美國進行的最大的戰斗機研發計劃，在設計初級階段就采用了飛機族策略，為了同時供給不同軍種完成不同的作戰任務，共發展出3種不同的型號，包括空軍陸基CTOL型戰斗機、海軍的艦載CV版本及垂直起降STOVL版本[4]，即便3種型號的作戰要求大相徑庭，結構上仍具有相當程度的共通性。

飛翼布局無人機具有良好的氣動特性，一直是未來飛機設計的研究熱點?？v觀飛翼布局飛機的發展歷程，飛翼布局主要應用于大型轟炸機、小型無人作戰飛機和無人偵察機。在飛翼布局無人機的研發階段采用模塊化無人機族策略，不僅能提高飛翼布局無人機產品的市場競爭力，還可以大幅度降低不同種類無人機的研發和制造成本。經過德、英、美、法等國對飛翼布局長期的探索和研究，飛翼布局在初期設計中遇到的性能和操縱等方面的問題都得到了妥善解決。但由于飛翼布局氣動外形具有的特殊性，飛翼布局無人機結構設計與常規構型飛機有著很大差別，結構設計及優化方面的研究仍然面臨巨大的挑戰。

1 無人機族構型設計

參照飛機族設計思想，把無人機族分為機身段和機翼段兩部分。在無人機氣動外形設計階段，將不同的結構部件劃分為不同的模塊，其中機身段和機翼段分別為通用模塊和專用模塊。兩類無人機的機身結構完全相同，可以實現機身模塊共享[5]；通過更換不同展長的機翼模塊即可適應不同的作戰環境。飛翼布局無人機族外形設計方案如圖1所示。

1.1 結構方案設計

飛翼布局無人機族結構設計就是根據總體設計階段獲得的機身和機翼平面形狀、各主剖面的翼型選擇、部件連接的相對位置等參數，進一步確定兩種類型無人機的結構布置方案。結構布置方案包括框數目與間距，機身框緣條尺寸及腹板厚度，翼梁(緣條和腹板)、翼肋(緣條和腹板)的布置方向及位置，整機各區域的蒙皮厚度等。無人機族采用硬殼式機身和雙梁式機翼[6]，為了保證結構模型的通用性，需保持機身部件和機身與機翼連接處結構布置形式一致。

圖1 飛翼布局無人機族外形設計方案

在設計飛翼布局無人機族結構時，首先將前后梁位置分別設置在翼根翼梢弦長的15%和65%處，然后由結構布置參數確定機身框的個數和位置：機身1號框與前梁連接，位于弦長的15%處；2號框垂直于機身對稱面布置；3號框與機翼后梁相接，垂直于機身對稱面布置；4號框后端與機翼后梁相接，前端位于機身対稱面弦長的65%處。2號框和3號框布置在機身機翼連接轉折處，承受翼梁傳來的彎矩分量。機身縱向布置一道縱墻，位于機身對稱面到機翼連接面的50%位置。機身框平面布置如圖2所示。

圖2 機身框平面布置圖

為了減輕機體的結構質量，提高翼肋結構傳力效率，本文采用翼肋垂直前梁的布置方案[7]。根據設計經驗，結合設計要求中飛機的飛行速度和機翼展長，確定打擊型無人機翼肋間距為400 mm、偵察型無人機翼肋間距為500 mm，均勻布置在機翼內部[8]。前后梁腹板和緣條尺寸、蒙皮厚度、翼肋腹板和緣條尺寸從翼根到翼尖呈遞減趨勢變化。最終完成的打擊型和偵察型無人機的結構布置模型分別如圖3和圖4所示。

1.2 結構有限元模型

本文采用MSC.Patran/Nastran軟件建立結構有限元模型并進行靜力分析，步驟如下。

1)幾何建模：導入igs文件，重建曲面，生成幾何模型。

圖3 打擊型無人機結構布置模型

圖4 偵察型無人機結構布置模型

2)網格劃分：設置網格點和網格樣式，劃分網格。

3)定義材料屬性：打擊型無人機和偵察型無人機機身和機翼各結構部件均采用鋁合金材料硬鋁LY12，材料的彈性模量為69 GPa、泊松比為0.3、密度為2 700 kg/m3。

4)定義單元屬性：為了簡化結構模型，蒙皮、翼梁、翼肋和機身框腹板主要承受彎矩和剪力，設為殼單元；對應結構相交處的緣條主要承受軸向力，設為桿單元。

5)定義載荷及邊界條件：機體的氣動載荷通過定義的場函數形式加載到蒙皮上，打擊型無人機設計過載為6，偵察型無人機設計過載為4。由于分析模型為飛翼布局無人機的一半，因此將邊界條件設為機身對稱面固支。

6)分析：選擇分析類型，生成結構分析模型，調用MSC.Nastran進行靜力分析。

整個流程利用Patran提供的二次開發語言PCL編寫了參數化的程序，實現了結構模型從CAD軟件CATIA到結構分析軟件Patran/Nastran傳遞的無縫連接，整個過程均為自動運行。

2 考慮不同任務需求的單一類型無人機結構優化

結構優化的目標為打擊型或偵察型無人機的整體結構質量最輕；設計變量主要包括蒙皮、梁、機身框和翼肋腹板厚度，以及相應結構上的緣條截面面積；約束條件包括結構件的尺寸約束、強度約束和最大位移約束。對結構模型優化參數、工況等條件定義完成后，就可以選擇合適的優化算法對有限元模型進行結構優化。結構優化的流程如圖5所示。

圖5 結構優化流程

結構優化設計問題表述如下。

優化目標：全機結構質量最輕。

設計變量：打擊型無人機和偵察型無人機設計變量的范圍參見表1和表2。

表1 打擊型無人機結構尺寸設計變量

約束條件：緣條和支柱結構的正應力σ≤450 MPa，腹板和蒙皮結構的剪應力γ≤250 MPa；翼尖位移h≤5%機翼展長；屈曲因子λ≥1(屈曲準則)。

結構優化模型選用的優化算法為修正的可行方向法(modified method of feasible directions，MMFD)，在MSC.Patran/Nastran環境下完成結構分析和優化。優化過程中保持初始結構布置方案不變，對結構件的尺寸進行優化。機身與機翼連接處應力較大，最大位移在機翼翼尖位置，優化結果滿足應力和位移約束。打擊型無人機結構優化應力云圖和位移云圖分別如圖6和圖7所示，圖8和圖9所示分別為偵察型無人機結構優化的應力云圖和位移云圖。

表2 偵察型無人機結構尺寸設計變量

圖6 打擊型無人機應力云圖

圖7 打擊型無人機位移云圖

圖8 偵察型無人機應力云圖

圖9 偵察型無人機位移云圖

3 考慮通用性的無人機族優化設計方法

飛翼布局無人機族結構優化問題的難點是：在同時滿足兩種類型無人機應力和位移約束的情況下，確定無人機機身(通用模塊)和機翼(專用模塊)的結構尺寸參數，使兩種類型無人機機體結構質量最輕[9]。要使優化后兩種類型無人機通用模塊的結構設計變量保持一致，一種有效的策略是將優化分為兩個層次：通用模塊的優化定義為系統級優化、專用模塊定義為子系統級優化[10]。由于Patran無法對兩種構型無人機通用模塊和專用模塊同時進行優化，因此使用Isight軟件進行集成。打擊型無人機和偵察型無人機的結構優化是并行分析計算的，相互之間沒有耦合，計算時分別調用Nastran[11]。二級優化基本框架如圖10所示。

圖10 二級優化的基本框架

3.1 優化方案的參數化表述

考慮通用性的無人機族結構優化問題用數學方法描述如下：

給定兩種類型無人機氣動外形參數：展弦比AR1和AR2、梢根比TR1和TR2、前緣后掠角Λ1和Λ2及機翼面積A1和A2。

目標函數：Weight1和Weight2最小。

設計變量：Xp，X1，X2。

約束條件：打擊型無人機結構強度、剛度約束G1；偵察型無人機結構強度、剛度約束G2。

通用模塊(系統級)結構優化的任務是尋找最佳的機身部件結構參數Xp，在滿足兩種類型無人機各自約束G1和G2的條件下，使得兩種類型無人機結構質量盡量小。專用模塊(子系統級)結構優化的任務是在給定通用模塊參數Xp的情況下，尋找最佳的兩種類型無人機機翼部件結構件尺寸參數X1和X2，使得該類型無人機的機體結構質量最輕，并將各自的目標函數值和約束函數值返回到系統級。通過通用模塊層次和專用模塊層次之間的多次迭代，最后得到兩種類型無人機的機身部件(通用模塊)和機翼部件(專用模塊)參數的最佳組合。Xp包括機身蒙皮、機身框腹板和縱墻腹板的厚度，以及框和縱墻的緣條截面面積；X1包括打擊型無人機過渡段和機翼蒙皮、翼梁腹板和翼肋腹板的厚度、梁和肋的緣條截面面積；X2包括偵察型無人機過渡段和機翼蒙皮、翼梁和翼肋腹板厚度，以及梁和肋的緣條截面面積。

應用多學科優化軟件平臺iSIGHT，實現飛機族機體結構分析和優化集成。運用二級優化方法可以更為直觀地將優化模型通用模塊和專用模塊的設計變量分離開來，各專用模塊之間相互獨立、互不影響[12]，但受到通用模塊設計參數的約束影響。由于通用模塊的優化目標是使兩種類型的無人機機體結構質量盡量小，所以是一個多目標優化問題[13]。在優化計算中采用多目標遺傳算法中的改進型非支配解排序遺傳算法(non-dominated sorting genetic algorithm, NSGAⅡ)進行優化。

3.2 優化結果及分析

表3給出了單一優化和二級優化后的結構質量變化對比。對機身結構通用性優化后，打擊型無人機結構質量為1.1367 t，偵察型無人機結構質量為1.410 1t。

表3 兩種機型兩次優化質量對比

與傳統單一構型無人機結構優化相比，無人機族策略導致兩種構型無人機整體結構質量都有不同程度的增加，結構質量的增加意味著無人機飛行性能的降低。從表3可知，與不考慮機身結構通用性的單一構型優化結果相比，通用性策略導致無人機結構質量增加的程度是可以接受的。打擊型無人機結構質量增加很小，偵察型無人機結構質量增加較大，這是因為打擊型無人機氣動載荷和過載系數較大，在同時滿足兩種類型無人機的應力和位移約束條件下，導致機身通用模塊整體質量增加。但采用無人機族的設計策略，可以降低系列無人機的研發和制造成本，并為后期的使用維護等帶來諸多便利。

4 結論

面向飛翼布局無人機方案設計，本文提出了一種飛翼布局無人機族機體結構優化設計方法，其特點如下：

1)采用飛翼結構布局的機身和機翼部件結構高度一體化，取消了機身、平尾和方向舵等結構，使飛機整體構成一個升力面，結構布置方案也與常規布局無人機有較大差別。

2)無人機族各型號之間共享通用部件，解決了通用模塊和專用模塊優化參數的定義問題以及不同類型無人機優化過程中各項參數的數據傳遞問題。

3)采用多學科多目標優化方法，成功地求解了飛翼布局飛機族結構優化設計問題，優化結果符合預期。