无人机小翼隐身结构的质量和刚度优化

杨天旗，余雄庆

(南京航空航天大学 飞行器先进设计技术国防重点学科实验室，江苏 南京 210016)

无人机小翼隐身结构的质量和刚度优化

杨天旗，余雄庆

(南京航空航天大学 飞行器先进设计技术国防重点学科实验室，江苏 南京 210016)

为了降低无人机的侧向雷达散射截面，提出了一种无人机翼梢小翼的隐身结构布局方案：隐身结构的翼面蒙皮由玻璃钢制成，主承力件为碳纤维复合材料层板结构，蒙皮与主承力件之间填充吸波材料。为获得力学特性最佳的主承力结构件的形状，在建立隐身结构参数化模型的基础上，应用有限单元法对隐身结构的强度和刚度进行了分析，并应用多目标遗传算法对主承力结构件的形状进行了优化，计算后获得了一组结构质量和翼尖位移最小的解集。优化结果为隐身结构方案的确定提供了定量依据。

无人机；翼梢小翼；隐身结构；有限元分析；优化

翼身融合(Blended-Wing-Body，BWB)布局飞机的机翼与机身融合为一个整体，大幅度减小了全机的浸润面积，降低了摩擦阻力和部件间的干扰阻力，具有升阻比高、隐身性能好的特点，是一种比较理想的无人机气动布局型式[1]。

为了降低雷达散射截面，军用BWB布局飞行器通常取消了垂直安定面，使其航向稳定性出现了许多不足。针对此问题，学术界和工业界进行了广泛的研究，提出了开裂式方向舵等一系列弥补措施[2]。虽然这些措施有效解决了飞行稳定性问题，但由于技术复杂程度的提升带来的设计、制造难度和成本的增加非常可观，对飞行器结构质量和气动性能都带来了不利影响[3]。其中在翼尖安装翼梢小翼，虽然能提高飞翼的稳定性，还能增加升阻比，但此方案最大的缺点是小翼会显著增加侧向雷达散射截面(Radar Cross Section，RCS)。

从飞行器设计观点来看，如果把减少飞行器电磁散射的手段不仅仅限于部件表面形状和材料，而将其扩展到整个部件结构(包括内部结构)，那么提高飞行器隐身性能的另一个思路是将机体上的某些无法避免的强散射部位设计成隐身结构，使其在满足气动和结构要求的前提下，RCS能得到有效缩减[4-5]。根据这一思路，减少BWB布局无人机小翼RCS的一个有效措施就是采用隐身结构。本文以某BWB布局无人机为研究对象[1]，提出一种翼梢小翼的隐身结构设计方案，并从质量和刚度的角度对隐身结构进行优化设计。

1 小翼隐身结构的设计方案

BWB布局无人机气动外形如图1所示。对该外形的RCS分析表明，在雷达波侧向照射时，翼梢小翼是最主要的散射源。

图1 某BWB布局无人机

为了减少侧向RCS，本文设计了一种非传统的翼面隐身结构方案，如图2所示。小翼根弦长748mm，梢弦长312mm，翼展730mm。翼面蒙皮由透波性能良好的玻璃钢制成,以减少翼面雷达回波，主承力件为碳纤维复合材料层板结构。蒙皮与承力件之间的区域用掺杂有石墨的聚氨酯泡沫填充，这种混合物密度低，易于加工，且具有较好的吸收电磁波的功能[6-7]，同时起到支撑蒙皮、传递气动载荷的作用。为满足阻抗匹配条件，隐身结构一般按阻抗渐变原则设计，沿厚度方向由外而内吸波材料电阻逐渐减小，导电率逐渐增大。但实际结构很难做到阻抗连续变化，更可行的方法是将结构做成多层离散介质，电特性逐层变化。因此将泡沫区域分为3层，一层套一层，尺寸由内至外按一定比例逐渐变大。承力件在小翼根部延伸出一部分作为与机翼连接的插销。

图2 小翼隐身结构设计方案示意图

为了使小翼隐身结构能满足结构质量和刚度要求，需对隐身结构进行优化设计。

2 结构优化方法

结构优化设计的要求是：翼梢小翼结构在满足应力和应变约束前提下，通过调整主承力件(碳纤维复合材料层板)的形状，使结构质量尽可能轻，翼尖位移尽可能小。

结构优化问题表述为：以承力件外形和玻璃钢蒙皮厚度为优化变量；承力件和蒙皮满足应变约束，泡沫件满足应力约束，承力件在变化过程中不与蒙皮发生干涉；优化目标是使得小翼结构总质量和翼尖位移最小，因此是一个多目标优化问题，即在可行域中确定由变量构成的决策矢量，使得一组相互冲突的目标函数值尽可能同时达到最小[8]。多目标优化问题的数学描述如下：

minF(x)=(F1(x),F2(x),…,Fn(x))T

s.t.gi(x)<0i=1,2,…,phj(x)=0j=1,2,…,q

xL≤x≤xUx=(x1,x2,…,xm)T

式中：F(x)，g(x)，h(x)分别为目标函数、不等式约束和等式约束；参数n，p，q为对应函数个数；x为决策矢量；m为变量个数。

多目标优化得到的不是一个最优解，而是一个Pareto最优解集：

对于可行解x*∈X，不存在另一个解x∈X，使所有不等式Fk(x)≤Fk(x*)成立(其中k=1,2,…,n)，则x*称作该问题的一个Pareto最优解。

本文采用基于遗传算法的多目标优化算法NCGA(Neighborhood Cultivation Genetic Algorithm)[9]，求出一组关于质量和小翼位移最小的PARETO解集。设计人员可从该解集中选出最合理的主承力件的形状。

翼梢小翼结构优化流程如图3所示。实现该流程的一个关键是如何自动生成小翼隐身结构分析模型。下一节将说明结构分析模型自动生成的方法。

图3 翼梢小翼隐身结构优化的流程

3 结构分析模型

3.1结构参数化方法

结构优化中设计变量是玻璃钢蒙皮厚度和碳纤维承力件(不考虑延伸部分)外形。为寻得全局最优解，需要保证碳纤维承力件外形变化的多样性。针对承力件外形特点，其参数化方法如图4所示。建立图中所示坐标系，其中Z轴垂直于纸面向上。以X-Y平面为对称面，选取结构件位于对称面上方的10个角点为关键点，以各点坐标为变量并舍去冗余坐标，最终变量数为10个。

图4 碳纤维承力件参数化

3.2有限元建模

有限元自动建模及分析采用PATRAN二次开发语言PCL(PATRAN Command Language)实现。结构模型的几何建模、划分网格、赋予材料属性、设置边界条件、求解及输出计算结果一系列过程都通过批处理命令调用PATRAN运行PCL程序自动完成，批处理代码为：“patran.exe” -b -sfp PCL_program，PCL程序流程如图5所示。

图5 PATRAN二次开发程序结构

由于小翼结构的厚度较薄，因此可使用壳单元划分小翼平面，如图6所示。根据单元所在位置的结构分层情况及每层厚度，为每个单元铺设相应的层板复合材料(忽略层间应力，铺层方向提前给定)，以反映结构分层及厚度变化。其中层板复合材料中铺设的二维正交异性材料属性见表1，聚氨酯泡沫模量72.9MPa，泊松比0.252，许用应力2.97MPa，密度300kg/m3。铺设完成后如图7所示。

表1 复合材料力学性能

图6 有限元模型网格划分

图7 铺设完成后的结构模型

模型在碳纤维承力件延伸部分固支，翼面加以0.005MPa均布载荷。通过计算可输出承力件根部处最大应变、蒙皮的最大应变、泡沫件最大应力、最大翼尖位移及结构总重。

4 优化结果分析

图8所示为结构优化后获得的最优解集(Pareto前缘)。从图中可看出，翼尖位移越小，结构质量越大。原因是随着承力件厚度和长度增加，翼尖位移也就相应减小。在结构材料中，碳纤维密度最大，随着承力件体积变大，小翼的平均密度也变大，因此结构总质量增加。

图8 结构优化的Pareto解集

选取最优解集中3个解(图8中三角形标出，序号为1，2和3)，其中解1为质量最轻、但位移最大的方案，解3为质量最大、但位移最小的方案，解2为一个折中方案。这3个解的质量和位移的数据见表2，其中Wtotal为单个小翼质量，dmax为翼尖最大位移。3个解对应的承力件外形如图9所示。设计人员可综合考虑质量、变形及接下来隐身设计的要求，从解集中确定最合理的结构方案。

表2 选取的结构优化最优解

图9 3个解对应的结构外形图

5 结束语

本文所提结构方案特殊，无法借鉴前人设计经验，因此需借助优化算法进行设计。从文中结果可以看出，方案经过优化设计，能正确反映结构性能变化规律，证明了优化算法在新型结构设计中的有效性。文中的结构优化结果可为无人机翼梢小翼隐身结构方案的最终确定提供定量依据。在进一步研究中，将对小翼隐身结构的电磁特性进行优化设计，最终实现隐身结构力学特性和电磁特性的综合优化设计。

[1] 邓海强，余雄庆.亚声速翼身融合无人机概念外形参数优化[J]. 航空学报, 2014, 35(5): 1200-1208.

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[3] 王磊，王立新，贾重任. 飞翼布局飞机开裂式方向舵的作用特性和使用特点[J]. 航空学报, 2011, 32(8):1392-1399.

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[9] Shinya W, Tomoyuk H, Mitsunori M. Neighborhood cultivation genetic algorithm for multi-objective optimization problems[C]// Proceedings of 4th Asia -Pacific Conference on Simulated Evolution And Learning( SEAL) .Piscataway: IEEE Press, 2002 : 198- 202.

MassandstiffnessoptimizationoflowobservablestructureforanUAVwinglet

YANG Tianqi, YU Xiongqing

(Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, Jiangsu Nanjing, 210016, China)

It proposes a low observable structure for an UAV winglet, in which the skin is made of fiberglass, and the primary structure is a carbon fiber composite laminate, and absorbent materials are filled between the skin and the primary structure. Aiming at finding the optimal shape of the primary structure from viewpoint of mechanical property, it builds a parametric geometry model for the low observable structure, establishes the finite element model of the structure for strength and stiffness computations. It presents a multi-objective genetic algorithm to find optimal shapes of the primary structure. After optimization, it obtains a solution set about minimum structural mass and minimum wingtip displacement. The optimization results provide a quantitative basis for design of the low observable structure.

UAV; winglet; low observable structure; finite element analysis; optimization

10.3969/j.issn.2095-509X.2014.11.005

2014-11-06

杨天旗(1989—)，男，四川成都人，南京航空航天大学硕士研究生，主要研究方向为飞行器隐身设计与多学科设计优化。

V214

A

2095-509X(2014)11-0021-04