方博琳 唐家砼 夏侯振华 王 进 赵星吉

（1、国营川西机器厂 发动机一部，四川 成都611930 2、成都大鹏纵横智能设备有限公司 工程标准部，四川 成都 610200）

无人机由于具有使用灵活、携带方便、低成本、长航时等特点而被广泛应用于交通、建筑、防灾救援、生态和军事等领域。固定翼无人机因其气动性能佳、设计结构简洁、载重量大等优点，在整个无人机设备中占有较大比重。固定翼无人机的结构和质量直接影响无人机使用的性能和成本，因此，对无人机的结构设计以及优化十分必要。

ZHENGDONG L[1]等人利用有限元软件ABAQUS 完成了无人机全复合材料的模型设计，同时对其进行实验验证；刘峰[2]-[4]等对无人机复合材料工字梁结构进行了有限元计算分析，并完成了十公斤级固定翼无人机的全碳纤维机翼的设计和无人机分析，对结构和质量都起到了优化的效果；周伟[5]等着重于翼尖链翼的组合固定翼无人机的研究，周睿孙[6]-[7]等对多无人机的规划调度系统以及双机链翼组合可行性等方面进行了详细的研究。

本文根据无人机工作环境和负载等需要，设计了一款固定翼滑翔机，确定各项结构设计参数，通过CATIA软件对设计结构进行模型建立和力学分析，验证结构设计的合理性，并对设计模型进行改型设计，使其在满足强度和刚度等参数的情况下进行优化，从而达到减重的目的。

1 无人机基本参数设计与计算

低速固定翼滑翔机的设计需要考虑翼型、机翼面积、展长、展弦比、机身长度等参数。表1 给出了无人机设计的基本参数。

表1 无人机设计基本要求

关注翼型的选择，考虑四种常见翼型：SD7032,MH32, S4083 以及克拉克Y 翼型。四种翼型外形相似，肉眼观察差别不大，需要对其进行升阻比、俯仰力矩等参数的比较。

在雷诺数Re=71000 工况下，图1 和图2 给出了迎角从-8°到12°条件下升力系数、阻力系数以及俯仰力矩等参数对比情况。从图1 可以看出，同一雷诺数下不同迎角下，SD7032 在大部分情况下能够有更高的升力系数，这对于无人机提供更大升力能起到促进作用。同时，从图2 的升阻比结果能够得到，当迎角大于4°时，SD7032翼型的升阻比相对于其余类型更大，而通过升力系数Cl公式推算出在相关工况之下其值约为1.28。综上，SD7032 翼型在实际中表现会更好，因此选择该翼型。

图1 升力系数和阻力系数对比图

图2 升阻比和俯仰力矩对比图

根据预设值以及所选翼型，确定无人机设计最终参数如表2 所示，其中，机头选用玻璃纤维增强复合材料，机身选用碳制尾椎管，以达到满足飞行要求情况下降低机体质量的效果。

表2 无人机设计最终参数

2 设计模型计算与分析

2.1 模型建立及CATIA 计算分析

使用CATIA 软件，通过导入无人机点云坐标，导入所选SD7032 翼型，对翼肋进行模型构建，加入机翼上下蒙皮等步骤得到机翼模型，同时完成机身和尾翼的建模即得到整个设计无人机模型。随后进行材料属性的定义，约束与载荷的添加，完成计算。

考虑以无人机机翼为研究对象，通过CATIA 软件，完成模型材料属性的定义，对模型进行网格划分并添加约束与载荷。其中划分的网格有2259 个单元，3478 个节点，单元类型选用SOLID45。考虑安全系数f 值为2，载荷系数ny值为3。强度和刚度的校核采用最大应力强度准则，上翼面载荷4.8N，下翼面载荷1.2N，在翼根出添加固定约束。

2.2 设计模型力学分析

通过CATIA 软件力学分析模块对设计模型进行力学分析。图3 给出了在给定约束和载荷工况条件下的机翼应力云图。从图中可以得出，机翼所受应力从翼根到翼尖呈现明显的从内到外逐渐减小的趋势，其所受应力最大点位于翼根梁上部区域，应力最大值为1.53MPa。而应力最大值决定了结构的初始强度，设计材料所对应的压缩强度为40MPa，因此，设计的机翼结构能够满足强度要求，并且有较大的强度裕度。

图3 机翼应力图

关注机翼位移情况。图4 给出了在给定约束和载荷工况条件下的机翼位移云图。从图中可以看出，与应力分布不同，机翼位移量从翼根到翼尖呈现明显的从内到外逐渐增大的趋势，其位移量最大点位于机翼翼梢处，数值为1.03mm。而同等材质机翼其挠度的极限值应该处于10mm 以下，因此，设计的机翼结构能够满足规定的挠度要求，并且同样存在较大的挠度裕度。

图4 机翼位移图

通过对设计机翼的力学分析可以看出，设计的无人机机翼在给定的约束和载荷工况下，其所受的应力最大点出现在翼根处，数值为1.53MPa，该值远小于结构所能承受的极限强度；机翼最大位移出现在翼尖区域，数值为1.03mm，该值远小于最大挠度，满足了刚度的要求。所设计的机翼远未超过极限条件，因此，对所设计机翼进行改型设计已达到减重目的并对模型进行优化是可行的。

3 模型的优化设计与分析

3.1 机翼的改型设计

根据某无人机公司生产设计的经验，对原有无人机机翼进行优化分析主要着眼于翼肋结构的优化设计，从而使改型后的机翼在满足强度、刚度要求的同时，达到减重的目的，从而优化机翼整体结构。改型参考方法是在翼肋不同位置设置减重孔，减重孔分布及尺寸如表3所示，共设置7 个减重孔，孔为圆形，直径统一为60%翼肋厚度，7 个减重孔分别位于翼肋弦长的不同百分比处。改型后的机翼内部结构如图5 所示。

表3 减重孔设置

图5 改型后的翼肋结构图

利用CATIA 软件，对改型后的无人机进行建模，完成网格划分，并设置相同的载荷和约束条件。其中划分的网格有3157 个单元，3924 个节点，单元类型选用SOLID45。图6 给出了改型后的无人机模型。

图6 改型后无人机模型

3.2 改型无人机机翼的力学分析

通过CATIA 软件力学分析模块对设计模型进行力学分析，图7 给出了在给定约束和载荷工况条件下的机翼应力云图。从图中可以看出，与模型改型前一致，机翼所受应力从翼根到翼梢呈现明显的逐渐较小的趋势，应力最大点位于翼根梁上部区域，应力最大值为1.23MPa，满足强度要求。

图7 改型机翼应力云图

关注改型机翼位移情况。图8 给出了在给定约束和载荷工况条件下的改型机翼位移云图。从图中可以看出，机翼位移量从翼根到翼尖呈现逐渐增大的趋势，并且同改型前一致，位移量最大点为机翼翼梢，而最大位移量数值为0.827mm，小于所要求的最大挠度，结构刚度符合设计要求。

图8 改型机翼位移云图

3.3 改型可行性分析

通过对比改型前后无人机模型可以发现，初始无人机重200g，应力最大点位于翼根梁上部区域，其应力最大值为1.53MPa；位移量最大点位于翼梢处，数值为1.03mm。改型过后的无人机模型重量降为160g，应力最大点的位置不变，最大值降为1.23MPa；位移量最大点位置不变，数值降为0.827mm。改型前后，应力分布以及位移分布区域未发生太大变化，应力从翼根到翼梢均呈现逐渐减小的趋势，而位移则均呈现逐渐增大的趋势。表4给出了改型前后机翼的不同情况，从表中可以看出，改型后的机翼质量减轻了20%，最大应力和最大位移分别减小了19.6%和19.7%，同时两个模型的应力和位移分布差别不大，改型后机翼的强度和刚度同样满足设计要求，因此可以认为，通过设计的减重孔的改型是可行的。

表4 改型前后机翼参数情况

4 结论

参照主流经验设计了某型无动力固定翼滑翔机，按照设计参数利用CATIA 软件对滑翔机进行三维建模，着重对滑翔机机翼部分进行力学分析，并对初始滑翔机进行改型设计，在满足强度和刚度的基础上进行优化，达到减重的目的。通过以上研究得出以下结论：

4.1 使用SD7032 翼型的滑翔机所受应力主要集中在翼根区域，形变主要集中在翼尖区域，应力最大值1.53MPa，位移最大值1.03mm，设计机翼符合强度和刚度的初始要求，并有较大的裕度，因此有改型优化的空间。

4.2 对机翼改型主要着重于在不同翼肋处添加7 个减重孔，达到减重的作用，改型后的机翼应力和形变分别集中在翼根和翼尖区域，最大值分别为1.23MPa 和0.827mm，改型后机翼同样满足强度和刚度的要求。

4.3 改型后滑翔机质量从200g 减小为160g，减小20%，承受的最大应力和最大位移分别下降19.6%和19.7%；而改型前后机翼所受应力和位移分布趋势保持不变，应力从翼根到翼梢均呈现逐渐减小的趋势，而位移从内到外则均呈现逐渐增大的趋势，改型前后机翼均满足强度和刚度的要求，可以认为改型是合理并可行的。