尾座式電動飛機復合材料機翼結構優化設計

麻震宇,張祎桀,張 琪,鄧小龍,于乃輝

(1. 國防科技大學 空天科學學院, 湖南 長沙 410073; 2. 陸軍炮兵防空兵學院 機械工程系, 安徽 合肥 230031)

隨著能源動力技術發展和低碳節能需求日益迫切,電動飛機因其系統簡單、綜合效率高、可靠性高等優點,已成為當前國際關注的熱點[1-3]。

以分布式電推進為動力的尾座式電動飛機兼具旋翼與固定翼飛機的特點,不僅具備復雜地形的垂直起降能力,還具有優良的平飛性能,且結構形式簡單,可顯著提高電池應用效率、節省任務成本,在復雜地區偵察和救援搜索、應急場合快速物資投送、邊遠地區物資運輸等方面具有廣闊的應用前景,是國內外研究的焦點[4-9]。

國外學者在尾座式無人機總體設計方面開展了較多研究工作。Hogge等[10]根據經典飛機設計理論設計研制了一款微型尾座式電動飛機,機體采用凱夫拉復合材料面板和泡沫芯材組成的夾層結構,利用數值仿真方法和飛行測試手段對飛機總體參數進行了優化分析。Ang等[11]設計了一款采用變后掠翼布局和推力矢量控制的尾座式飛機,結構采用碳纖維復合材料和聚氨酯泡沫材料制造,開展了CFD氣動計算分析并完成了飛行驗證試驗研究。Phillips等[12]針對物流快遞投送應用場景設計了小型對稱雙機翼布局尾座式飛機,建立了垂直起降和平飛條件的動力學模型,開展了飛行性能分析研究。

國內學者主要以飛翼布局尾座式無人機為對象開展了廣泛研究。盛蔚等[13]提出了飛翼布局尾座式無人機的氣動參數計算方法,結合實時仿真平臺和機載飛控計算機實現了尾座式無人機從起飛到降落的全飛行過程半實物仿真;周俊杰[14]利用多參考系模型和動量源兩種方法對尾座式無人機從起飛到巡航飛行狀態進行CFD數值模擬,對氣動性能進行了分析;黃杰[15]提出了飛翼布局的共軸雙旋翼尾座式無人機總體方案,完成了總體氣動布局設計,通過總體參數優化得到飛行性能最優方案。在結構設計和分析方面,袁春陽[16]對飛翼布局的尾座式無人機總體結構進行初步設計,采用流固耦合方法開展了整機靜氣動彈性分析,探索彈性變形對氣動特性的影響;李博[17]開展了可折疊機翼的尾座式無人機結構設計,對折疊機翼結構進行了力學性能分析;張正[18]針對飛翼布局的尾座式無人機進行了復合材料結構鋪層設計和有限元仿真分析,并開展了機翼結構的拓撲優化研究。

綜上所述,國內外圍繞微小型尾座式無人機總體設計開展了較多研究,主要面向總體參數優化、氣動性能分析和動力學仿真,針對尾座式飛機結構開展了少量設計和分析工作。與常規布局的固定翼飛機相比,尾座式電動飛機機翼不但是飛機的主要承力結構,而且還承擔了分布式推進系統和能源系統的安裝與傳力功能,且經歷垂直起降和平飛的復雜飛行工況,其是尾座式電動飛機設計的重要內容。同時,結構輕質化設計也是發揮尾座式電動飛機優勢的關鍵。

本文根據任務需求提出尾座式電動飛機總體參數與布局,采用理論分析和數值仿真相結合的方法,開展復合材料機翼結構設計研究,得到尾座式電動飛機機翼初步設計方案,并以有限元軟件ANSYS Workbench為平臺,對復合材料機翼結構進行有限元仿真分析和結構優化設計,為尾座式電動飛機結構設計和研制提供技術支撐。

1 飛機總體參數與布局

尾座式電動飛機設計起飛質量100 kg,有效載荷30 kg,可用于執行復雜地形和地區的物資快速投送任務,其主要技術指標如表1所示。

表1 尾座式電動飛機主要技術指標

根據總體技術要求,尾座式電動飛機采用“H”型氣動布局,機翼上布置4個對稱的垂直安定面,如圖1所示。機體采用翼身融合形式,機翼翼展4.0 m,機翼面積2.25 m2,儲能電池和能源管理設備布置于機翼內部,機身長度2.2 m,長細比為2.8,內部為載荷預留較大空間。垂直安定面與推力傳遞/著陸結構采用一體化設計,安定面外端為動力短艙,每個短艙內置一套動力系統,包括電機、電子調速器與螺旋槳,短艙底部為起落支座。

圖1 尾座式電動飛機總體布局示意圖Fig.1 General configuration of tail-sitter electric aircraft

尾座式電動飛機的工作過程如圖2所示。采用旋翼模式垂直起飛,由螺旋槳提供升力;達到一定高度后通過調整螺旋槳轉速轉為平飛狀態,進入固定翼模式,由螺旋槳提供推力、機翼提供升力;到達指定目標點后,再次調整螺旋槳轉速轉入懸停狀態,最后垂直降落。

圖2 尾座式電動飛機工作過程示意圖Fig.2 Flight profile of tail-sitter electric aircraft

根據總體布局和工作過程可知,機翼結構是尾座式電動飛機的主要承力結構,且為能源和推進系統提供安裝空間和連接接口,其在不同模式的飛行工況下經歷較復雜力學環境。從結構輕量化角度出發,擬采用復合材料層壓結構和夾層結構對機翼結構進行設計和分析研究。

2 機翼結構初步設計

2.1 載荷分析

以半個翼展為研究對象,分別針對旋翼模式和固定翼模式兩種飛行工況,對機翼結構承受的外部載荷進行分析。

2.1.1 旋翼模式

機翼結構在垂直起降條件下主要承受分布質量力和安定面傳遞載荷,如圖3所示。垂直起降過程中作用在機翼表面的氣動載荷較小,結構分析時暫不考慮。

圖3 旋翼模式機翼載荷示意圖Fig.3 Wing loads under rotor mode

機翼結構的分布質量力主要包括機翼結構質量力和機翼內部設備質量力。一般機翼結構質量占飛機起飛質量的8%～15%,初步分析中假設機翼結構質量為10 kg,半個翼展約5 kg;機翼內部設備主要為儲能電池和能源管理設備,設計質量20 kg,半個翼展內部約10 kg。分布質量力按均布在機翼表面進行分析。

機翼與安定面采用機械結構連接,飛行過程中安定面結構合力以集中力的形式通過連接結構傳遞給機翼。安定面傳遞載荷主要包括安定面和動力短艙的結構質量力、推進系統結構質量力以及螺旋槳推力。其中,單片安定面和短艙結構設計質量2 kg,一套推進系統設計質量6 kg。旋翼模式下的總推力P0由式(1)計算。

P0=M0g·fr·nr

(1)

式中:M0為起飛質量,g為重力加速度;旋翼模式下設計過載系數nr為2.0,安全系數fr為1.5。半個翼展上作用的推力即為總推力的一半。

2.1.2 固定翼模式

機翼結構在平飛過程中主要承受分布氣動力、分布質量力和安定面傳遞載荷,如圖4所示。

(a) 豎直方向載荷(a) Vertical loads

(b) 水平方向載荷(b) Horizontal loads圖4 固定翼模式機翼載荷示意圖Fig.4 Wing loads under fixed wing mode

氣動力是作用在機翼上的主要載荷,其沿展向和弦向的分布可通過CFD計算得到,初步分析中假定氣動力沿機翼表面均勻分布。固定翼模式下的總升力L0由式(2)計算。

L0=M0g·fc·nc

(2)

式中,固定翼模式下設計過載系數nc為2.0,安全系數fc為1.5。半個翼展上作用的升力即為總升力的一半。

在固定翼模式下,結構分布質量力與旋翼模式相同,安定面傳遞載荷略有不同。其中,安定面、動力短艙和推進系統結構質量力方向為豎直向下,螺旋槳推力方向為水平向前。根據平飛巡航速度150 km/h條件下的推阻平衡可得到螺旋槳總推力為110 N。

將半個翼展的機翼結構看作懸臂梁,根據載荷分析可計算任一截面上的剪力、彎矩和扭矩,對最危險的截面進行強度分析,以得到機翼結構基本尺寸[19-21]。

2.2 構件設計

2.2.1 結構形式

尾座式電動飛機機翼采用梁式結構形式,如圖5所示。機翼結構主要受力構件包括蒙皮、翼梁和翼肋,翼梁主要承受彎矩,翼肋承受剪力,蒙皮與翼梁組成的閉室承受扭矩[21]。梁式結構簡單、受力直接、質量較輕,便于利用機翼內部容積,較適用于尾座式電動飛機結構設計。

圖5 機翼梁式結構形式示意圖Fig.5 Beam structure configuration of the wing

2.2.2 翼梁設計

機翼翼梁采用前后雙梁式結構布局。參照飛機設計手冊選用等百分線布置[22]。前梁為主梁,主要承擔機翼氣動力產生的彎矩,位于機翼弦向 25%的位置,即翼型的最大厚度附近;后梁為副梁,主要負責與蒙皮形成閉室,承擔氣動力產生的扭矩,位于機翼弦向 75%處。

翼梁采用腹板式結構形式,橫截面采用C 形截面,由上下緣條和腹板組成,其抗彎剛度較強、質量較輕,具有良好的工藝性。

2.2.3 翼肋設計

機翼翼肋采用順氣流方向布置,易于維持較好的氣動外形。根據飛機設計手冊,尾座式電動飛機機翼的翼肋間距取為300 mm[23],如圖5所示,機翼與安定面連接處附近的翼肋間距為200 mm,以加強連接部位的局部剛度。

翼肋采用腹板式結構形式,承載特性與翼梁腹板類似,主要承受剪力。翼根處翼肋進行加強處理,厚度相比普通翼肋更厚。

2.3 鋪層設計

機翼結構的主要構件采用復合材料層壓結構和夾層結構。其中,翼梁腹板和上下緣條為T300碳纖維單向帶鋪層的層壓結構,翼肋和蒙皮為夾層結構,其上、下面板為T300碳纖維單向帶鋪層的層合板,芯材為NOMEX蜂窩夾芯。

復合材料結構鋪層時,應盡可能減少鋪層方向數,通常采用0°、45°、-45°和 90°這四種標準鋪層角度,且一般采用均衡對稱的鋪層方法,避免層壓結構內因發生拉剪、拉彎耦合而引起的翹曲變形。根據復合材料鋪層原則,并參考輕型飛機鋪層方案[24-26],得到尾座式電動飛機復合材料機翼結構構件的初步鋪層設計參數,如表2所示。其中,碳纖維單層鋪層厚度為0.15 mm,蜂窩芯材厚度為6 mm。碳纖維單向帶和蜂窩夾芯材料性能參數如表3和表4所示。

表2 初步方案鋪層設計參數

表3 T300單向帶力學性能參數

表4 NOMEX蜂窩芯材力學性能參數

3 有限元仿真分析

3.1 有限元模型

3.1.1 單元與網格劃分

基于ANSYS Workbench軟件平臺[27],采用8節點殼單元對尾座式電動飛機復合材料機翼結構進行網格劃分,網格尺寸為10 mm,單元總數為42 222個,如圖6所示。其中,蒙皮單元和翼肋單元之間、翼梁腹板和緣條采用共節點設置,翼梁緣條與蒙皮之間采用綁定接觸設置,以模擬實際機翼蒙皮、翼梁和翼肋之間的膠接連接。

(a) 機翼結構整體網格(a) Surface grid of the wing

(b) 機翼結構內部網格(b) Interior grid of the wing圖6 機翼結構有限元網格劃分Fig.6 Mesh of the wing structure

根據結構鋪層設計,利用ACP模塊完成復合材料鋪層設置[28],將蜂窩芯材等效為層壓結構中的一層進行夾芯參數設置。

3.1.2 約束與載荷條件

對翼根處翼梁截面的所有自由度進行約束,以模擬實際機翼與機身之間的連接。

旋翼模式下,機翼結構分布質量力均勻施加于下蒙皮表面,方向豎直向下;安定面傳遞載荷平均施加于機翼與安定面連接部位處的兩個翼肋表面,方向豎直向上。

固定翼模式下,分布氣動力均勻施加于上下蒙皮表面,其中上表面施加80%氣動吸力,下表面施加20%氣動壓力,模擬氣動載荷特性[29];機翼結構分布質量力均勻施加于下蒙皮表面,方向豎直向下;安定面傳遞載荷平均施加于機翼與安定面連接部位處的兩個翼肋表面,其中結構分布質量力豎直向下,螺旋槳推力方向向前。

3.1.3 求解與失效準則

考慮機翼結構的大變形影響,分別針對旋翼模式和固定翼模式飛行工況開展非線性有限元靜力仿真計算,得到不同工況條件下的結構變形和應力分布,對結構特性進行分析。

復合材料結構具有各向異性特征,采用Tsai-Wu準則對機翼結構強度失效情況進行判定[30]。Tsai-Wu 準則建立了拉伸、壓縮和剪切強度間相互聯系,考慮了材料拉伸和壓縮性能不同的特點,其具體表達式為:

(3)

3.2 仿真結果分析

3.2.1 旋翼模式

圖7給出了旋翼模式飛行工況下機翼結構總體變形分布云圖。機翼結構在螺旋槳推力作用下產生沿弦向向前緣方向的變形,翼尖處變形最大,最大值約0.923 mm。機翼結構沿弦向剛度較大,因此垂直起降過程總體變形較小。

圖7 旋翼模式下機翼總體變形云圖Fig.7 Deformation distribution under rotor mode

圖8～10分別給出了旋翼模式飛行工況下機翼結構最大主應力、最小主應力和最大剪應力分布云圖,分別反映了結構拉伸應力、壓縮應力和剪切應力情況。在螺旋槳推力作用下,機翼結構的副梁截面主要受拉,翼根處副梁與蒙皮、翼肋連接處應力最大,最大值約為56.97 MPa;主梁截面主要承壓,翼根處主梁與蒙皮、翼肋連接部位應力最大,最大值約為80.20 MPa(壓縮應力符號為負);翼根截面處剪切應力最大,最大值約為40.10 MPa。

圖11給出了旋翼模式飛行工況下機翼結構Tsai-Wu失效因子分布云圖。如圖所示,翼根處副梁與蒙皮、翼肋的連接處失效因子最大,最大值約為0.166,是機翼結構應力最嚴重的部位。

(a) 機翼蒙皮應力分布(a) Stress distribution of the skin

(b) 翼梁翼肋應力分布(b) Stress distribution of spars and ribs圖8 旋翼模式下機翼最大主應力云圖Fig.8 Maximum principal stress under rotor mode

(a) 機翼蒙皮應力分布(a) Stress distribution of the skin

(b) 翼梁翼肋應力分布(b) Stress distribution of spars and ribs圖9 旋翼模式下機翼最小主應力云圖Fig.9 Minimum principal stress under rotor mode

(a) 機翼蒙皮應力分布(a) Stress distribution of the skin

(b) 翼梁翼肋應力分布(b) Stress distribution of spars and ribs圖10 旋翼模式下機翼最大剪應力云圖Fig.10 Maximum shear stress under rotor mode

(a) 機翼蒙皮失效因子分布(a) Failure factor distribution of the skin

(b) 翼梁翼肋失效因子分布(b) Failure factor distribution of spars and ribs圖11 旋翼模式下機翼Tsai-Wu失效因子云圖Fig.11 Tsai-Wu failure factor distribution under rotor mode

根據旋翼模式飛行工況下靜強度分析結果可知,垂直起降過程中機翼結構總體變形最大值為0.923 mm, Tsai-Wu強度失效因子最大值為0.166,在當前結構布局和鋪層設計下結構安全余量較大。

3.2.2 固定翼模式

圖12給出了固定翼模式飛行工況下機翼結構總體變形分布云圖。機翼結構在氣動載荷作用下產生沿豎直方向向上的變形,由翼根向翼尖處變形逐漸增大,翼尖處總體變形約12.7 mm,與旋翼模式相比變形量顯著提高。

圖12 固定翼模式下機翼總體變形云圖Fig.12 Deformation distribution under fixed wing mode

圖13～15分別給出了固定翼模式飛行工況下機翼結構最大主應力、最小主應力和最大剪應力分布云圖。在氣動載荷作用下,機翼主梁和副梁的下緣條主要受拉,其中翼根處主梁下緣條與蒙皮、翼肋連接處應力最大,最大值約為286.98 MPa;主梁和副梁上緣條主要承壓,其中翼根處主梁上緣條與蒙皮、翼肋連接部位應力最大,最大值約為91.76 MPa(壓縮應力符號為負);翼根截面處主梁與蒙皮、翼肋連接處剪切應力最大,最大值約為143.49 MPa。

圖16給出了固定翼模式飛行工況下機翼結構Tsai-Wu失效因子分布云圖。如圖所示,翼根處主梁與蒙皮、翼肋的連接處失效因子最大,最大值約為0.510,是機翼結構應力最嚴重的部位。與旋翼模式相比,結構應力集中發生的部位不同,且應力最大值和失效因子水平增加明顯。

(a) 機翼蒙皮應力分布(a) Stress distribution of the skin

(b) 翼梁翼肋應力分布(b) Stress distribution of spars and ribs圖13 固定翼模式下機翼最大主應力云圖Fig.13 Maximum principal stress under fixed wing mode

(a) 機翼蒙皮應力分布(a) Stress distribution of the skin

(b) 翼梁翼肋應力分布(b) Stress distribution of spars and ribs圖14 固定翼模式下機翼最小主應力云圖Fig.14 Minimum principal stress under fixed wing mode

(a) 機翼蒙皮應力分布(a) Stress distribution of the skin

(b) 翼梁翼肋應力分布(b) Stress distribution of spars and ribs圖15 固定翼模式下機翼最大剪應力云圖Fig.15 Maximum shear stress under fixed wing mode

(a) 機翼蒙皮失效因子分布(a) Failure factor distribution of the skin

(b) 翼梁翼肋失效因子分布(b) Failure factor distribution of spars and ribs圖16 固定翼模式下機翼Tsai-Wu失效因子云圖Fig.16 Tsai-Wu failure factor distribution under fixed wing mode

根據固定翼模式飛行工況下靜強度分析結果可知,平飛過程中機翼結構總體變形最大值為12.7 mm,Tsai-Wu強度失效因子最大值為0.510,在當前結構布局和鋪層設計下滿足結構強度和剛度要求,但結構利用效率較低。

綜上可知,與旋翼模式相比,固定翼模式飛行工況下的結構最大變形和應力更大,更容易發生失效破壞;同時,綜合兩種工況條件下的結構最大變形為12.7 mm,未達到半翼展的1%,最大失效因子為0.510,與結構設計要求的指標相比有較大盈余,且初步設計的半翼展機翼結構質量達到8.96 kg,不能滿足設計要求,需通過優化分析進行結構輕量化設計。

4 結構優化分析

4.1 優化模型

4.1.1 優化策略

根據有限元計算結果,以較惡劣的固定翼模式飛行工況作為載荷條件,保持翼梁、翼肋布置和翼梁截面設計方案不變,對機翼結構構件鋪層進行優化設計,在滿足強度和剛度設計要求的前提下實現結構質量最小化。

復合材料的鋪層厚度、鋪層角度和鋪層順序對結構力學性能有重要影響。在實際的復合材料層壓和夾層結構鋪層設計中,由于工藝條件的限制,結構各層的鋪設角度一般是由0°、45°、-45°、90°這四種標準鋪層角度組成,且單層材料厚度為定值,各層厚度須為單層材料厚度的整數倍。因此,復合材料結構鋪層優化設計就是在滿足結構剛度、強度要求條件下,優化這四種鋪層角度的鋪層數量和順序,減輕結構質量。

根據復合材料結構優化設計理論[31-33],采用分步優化策略對機翼結構進行優化設計:

第一步,給定機翼結構各構件鋪層形式為[45/0/-45/90]s,以每個構件四個鋪層的厚度作為設計變量,以結構質量最小為目標函數,在強度和剛度約束下進行單目標優化計算,得到機翼結構各構件的最優鋪層厚度,總的鋪層厚度除以單層材料厚度即得到總的鋪層數。

第二步,以優化得到的機翼各構件鋪層層數為約束,以各構件每個鋪層的鋪層角度為設計變量,以結構強度和剛度最大為目標進行多目標優化計算,得到機翼結構各構件最終鋪層方案。

4.1.2 鋪層厚度優化模型

將機翼結構各構件的鋪層假設為由四個不同角度的“超級層”組成,如圖17和圖18所示,初始鋪層為[45/0/-45/90]s。每個鋪層厚度作為結構優化設計變量,如表5所示。鋪層厚度優化數學模型為:

1)設計變量:機翼結構各構件每個鋪層厚度。

2)目標函數:機翼結構質量最小。

3)約束條件:機翼結構最大變形量≤100 mm(半翼展長度的5%);Tsai-Wu失效因子≤1。

圖17 機翼層壓結構“超級層”變量示意圖Fig.17 "Super ply" of laminated structure

圖18 機翼夾層結構“超級層”變量示意圖Fig.18 "Super ply" of sandwich structures

將鋪層厚度作為連續型變量,采用二次拉格朗日非線性規劃優化算法(non-linear programming by quadratic Lagrangians, NLPQL)進行鋪層厚度優化計算。碳纖維單向帶材料厚度為0.15 mm,蜂窩夾芯厚度為1 mm的整數倍,因此得到優化結果后需對各層厚度值進行圓整處理,圓整后的厚度值要大于等于優化得到的結果值,根據圓整后的“超級層”總厚度得到優化的鋪層數。

4.1.3 鋪層角度優化模型

根據鋪層厚度優化結果,得到機翼結構各構件鋪層數量,將每個鋪層角度作為結構優化設計變量,如表6所示。建立鋪層角度優化數學模型:

1)設計變量:機翼結構各構件每個鋪層角度。

2)目標函數:機翼結構最大變形量最小化;Tsai-Wu失效因子最小化。

將鋪層角度作為離散型變量,采用多目標遺傳算法(multi-objective genetic algorithm, MOGA)進行鋪層角度優化計算。

表6 鋪層角度優化設計變量

4.2 優化結果分析

4.2.1 鋪層厚度優化

表7給出了鋪層厚度優化計算結果。對優化結果進行圓整處理后得到了最終的鋪層厚度值。由計算結果可知,鋪層厚度優化后,結構質量從8.96 kg減小為4.68 kg,減重幅度達到47.77%。經過鋪層厚度優化后的機翼結構總體變形最大值為28.4 mm,Tsai-Wu失效因子最大值為0.741。

表7 鋪層厚度優化結果

4.2.2 鋪層角度優化

表8給出了鋪層角度優化計算結果。鋪層角度優化后,固定翼模式飛行工況下的機翼結構總體變形最大值由28.4 mm減小為23.5 mm,降幅約17.25%;Tsai-Wu失效因子最大值由0.741減小為0.561,降幅約24.29%,如圖19和圖20所示。

表8 鋪層角度優化結果

圖19 固定翼模式鋪層角度優化后機翼總體變形云圖Fig.19 Deformation distribution of layer angles optimization results under fixed wing mode

(a) 機翼蒙皮失效因子分布(a) Failure factor distribution of the skin

(b) 翼梁翼肋失效因子分布(b) Failure factor distribution of spars and ribs圖20 固定翼模式鋪層角度優化后機翼失效因子云圖Fig.20 Failure factor distribution of layer angles optimization results under fixed wing mode

由優化結果可知,主副翼梁的緣條和腹板承受主要彎矩和剪力,主要鋪設0°鋪層和±45°鋪層;蒙皮和翼肋主要承受剪力,以45°和-45°鋪層為主;蒙皮還承受拉壓載荷,因此需要0°鋪層,加強肋位于翼根處受力較為復雜,通過90°鋪層可提高結構強度。

綜上可得,采用分步優化的方法完成了機翼結構鋪層優化設計,優化后的結構質量減幅約47.77%,經過鋪層優化后的機翼結構強度和剛度性能得到明顯提高,滿足結構設計要求。

5 結論

1)在提出尾座式電動飛機總體布局的基礎上,開展了機翼結構載荷分析,完成了機翼結構構件和鋪層設計。

2)建立了尾座式電動飛機復合材料機翼結構有限元模型,開展了旋翼模式和固定翼模式工況下的非線性靜力計算,對不同工況條件下的結構特性進行了分析,得到了機翼變形、應力和失效因子分布,在初步設計方案條件下結構最大變形量為12.7 mm,最大Tsai-Wu失效因子為0.510。

3)以機翼結構構件鋪層厚度和角度為設計變量,采用分步優化策略,開展了機翼結構鋪層優化設計研究。優化結果表明,優化后的機翼結構在滿足強度和剛度要求下質量減輕約47.77%,可為尾座式電動飛機結構設計提供重要參考依據。