传感器飞机机翼结构优化与性能分析*

张 平，吴文志，吴 斌

(中国电子科技集团公司第三十八研究所， 安徽 合肥 230088)

传感器飞机机翼结构优化与性能分析*

张 平，吴文志，吴 斌

(中国电子科技集团公司第三十八研究所， 安徽 合肥 230088)

传感器飞机是一种集情报、监视和侦察功能于一体的未来先进无人机。一体化机翼作为传感器飞机飞行和探测的关键结构，其主要功能是作为雷达天线和为飞行器提供升力及操纵能力。文中初步设计了一种双梁式后掠一体化机翼构型，蒙皮分区域采用玻璃纤维和碳纤维面板蜂窝夹层结构，主承力骨架采用铝合金材料。对初始机翼构型的力学性能分析表明，其静强度和稳定性不能满足最大设计载荷下的使用要求。因此对机翼结构进行了局部尺寸缩放、纤维铺层调整以及骨架传力路径改善等优化设计，分别量化给出了各优化途径对机翼性能提升的效果。综合3种优化途径得到改进设计的一体化机翼，在结构重量增加很小的情况下，强度和稳定性得到了明显提高，满足设计要求。该设计和分析结果可供其他传感器飞机一体化机翼设计参考。

传感器飞机；平台载荷一体化；共形天线；复合材料；优化设计

引 言

传感器飞机(Sensorcraft)是最先由美国空军研究实验室(AFRL)提出的一种新概念无人飞行器，可在空中长时间续航并通过机上携带的一体化传感器执行全方位观察，完成情报、监视和侦察(ISR)任务[1]。

传感器飞机机翼通常被设计成大展弦比后掠翼构型[2-4]，要求在机翼蒙皮内沿展向埋入多波段阵列共形天线，实现平台与载荷的无缝结合，通过材料和结构设计使一体化机翼兼顾力学和电讯性能。

从20世纪90年代开始，美国空军围绕一体化机翼开展了多个共形天线(CLAS)项目的研究[5-8]：在智能蒙皮结构技术演示项目中，美国诺斯罗普公司研究了用CLAS代替原结构件和电磁兼容等问题，项目的成果之一为布置在垂直尾翼的F/A-18端帽共形天线；2000年，CLAS技术进入可行性评估阶段，由雷声公司和波音公司承担的结构一体化X波段阵列项目，从天线阵列技术方面对传感器无人机的可行性进行了评估验证；2004年至今为CLAS技术的工程化研制阶段，波音公司和诺斯罗普公司分别研制了联合翼构型以及飞翼构型的一体化工程样机，满足360°全向扫描要求。欧洲在20世纪末也开始了一体化机翼技术的研究，欧洲航空防务与航天公司(EADS)针对结构功能一体化天线，共发展了4种型号的天线，达到了与三维曲面完全契合的效果[9]。

国内关于共形天线技术的研究起步较晚，但近几年发展迅速。文献[10]对蜂窝夹层微带天线进行了基础研究，研制了包括Ku和S波段的一体化夹层微带天线样件，并分析了结构参数对天线力学性能及电性能的影响；文献[11]研究了共形微带天线参数的精确分析方法、天线单元及阵列的优化方法等；文献[12]提出了具体的智能蒙皮天线总体设计方案，包括嵌入光纤传感器、驱动装置以及微处理器的封装功能层，该方案提供了一体化机翼的设计框架。

从目前对传感器飞机一体化机翼的研究结果看，国外已经从一体化机翼的关键技术突破走向工程样机研制阶段，而国内仍处于概念设计和应用基础研究阶段，成果还不能满足工程需求。

本文根据传感器飞机原理样机的总体设计要求，对一体化机翼进行了方案阶段的结构设计和性能分析。在常规机翼设计方法的基础上，考虑蒙皮共形天线区域性能要求，初步设计了一种双梁式后掠翼构型，并在结构重量增加很小的情况下，通过对初始机翼构型开展复合材料铺层、结构传力路径等优化设计，使机翼的强度和稳定性满足总体设计要求，同时具体给出了各优化途径对机翼性能提升的效果。该优化分析内容和结果可供其他传感器飞机一体化机翼的方案设计参考。

1 机翼初始设计构型

根据传感器飞机在结构、功能以及载荷等方面的总体要求，设计了一体化机翼的初步构型，左机翼结构如图1所示。

图1 一体化机翼结构示意图

机翼采用大展弦比后掠翼构型，由骨架、襟翼、副翼、翼尖、蒙皮和天线阵列组成。蒙皮采用蜂窝夹层蒙皮，共形天线阵列埋在蒙皮复合材料面板内，天线区域采用透波材料设计。骨架主要由前后翼梁以及翼肋组成，考虑透波要求，在常规双梁机翼设计基础上，将主梁分段，天线边界的主梁中段后移，在主梁分段处采用加强翼肋设计。

2 初始构型性能分析

2.1有限元建模

在ABAQUS软件中建立机翼初始构型的有限元模型，如图2所示。前缘、襟翼、副翼和翼尖内部泡沫填充物采用体单元，翼梁和翼肋的缘条采用梁单元，其他结构均采用壳单元，单元总数约20万。

图2 机翼初始构型有限元模型

翼梁和加强翼肋采用7075铝合金，蒙皮共形天线区域采用玻璃纤维面板蜂窝夹层结构，其他区域采用碳纤维面板蜂窝夹层结构，主要材料的力学参数见表1。

表1 机翼模型主要材料的力学参数

注： 对于复合材料，1表示纤维方向，2表示基体方向，t表示拉伸，c表示压缩；对于蜂窝，1表示纵向，2表示横向。

2.2静强度分析

分析初始机翼构型的强度，载荷取最严酷情况，安全系数取1.5。有限元分析时气动载荷沿弦向采用B8分布，沿展向采用平均分布，如图3所示，保持总载荷与最严酷载荷总量相等。

图3 气动载荷弦向采用B8分布

机翼骨架和蒙皮的应力分布云图如图4和图5所示。骨架最大应力出现在连接主梁前段和中段的加强肋缘条上，应力数值约542 MPa，超过铝合金许用应力。而蒙皮纤维方向的应力也主要集中在该加强肋两侧区域，以上蒙皮为例，最大应力约为411 MPa，超过玻璃纤维的抗压强度。

由于主梁分段，因此气动载荷产生的内力会在分段处剖面重新平衡，产生较大的扭矩。该扭矩主要由加强肋缘条承受，因而肋缘条应力较大。同时，加强肋两侧的蒙皮也出现了近似反对称分布的应力集中情况。

图4 机翼骨架Mises应力分布

图5 上蒙皮最外层纤维方向应力

2.3屈曲分析

对初始机翼构型的稳定性进行分析，载荷取最严酷情况下的使用载荷。结构的前2阶屈曲模态如图6所示，主要发生在由加强肋和前后梁围成的受压面蒙皮格子区域。其中，1阶屈曲系数为0.89，小于1，表明结构发生了局部失稳。

由于受压面蒙皮格子区域面积较大，且缺乏一定的法向抗弯支撑，因而容易产生局部失稳。

图6 机翼前2阶屈曲模态

3 机翼结构优化设计

根据机翼初始构型强度和稳定性的计算结果及其分析，优化危险区域的结构刚度和传力路径，以降低结构应力水平。另外，在蒙皮共形天线区域下方补充桁条，以提高壁板抵抗失稳的能力。

3.1局部尺寸优化

增大加强肋缘条面积是提高危险区域抗扭能力的一种途径。加强肋缘条厚度变化对危险区域最大应力的影响如图7所示。增加缘条厚度可以降低骨架和蒙皮的最大应力，在变参范围内应力下降约18%，但不能改变加强肋附近应力集中的现象。

图7 加强肋缘条厚度对结构应力的影响

3.2蒙皮铺层优化

在不改变机翼蒙皮厚度的情况下，优化纤维铺层角度可以改善蒙皮展向抗弯刚度，以降低危险区域的应力水平。改变蒙皮初始铺层中弦向纤维与展向的夹角对危险区域最大应力的影响如图8所示。增加纤维在展向的铺层分量，可以有效降低蒙皮的应力，全部沿展向铺层时蒙皮最大应力降幅超过30%，但该方法同样不能改变高应力集中的情况。

图8 蒙皮纤维铺层角对结构应力的影响

3.3骨架传力优化

骨架传力路径优化可以调整结构内力分布，从而降低危险区域的最大应力并改善高应力集中现象。文中分别提出了如图9所示的2种结构形式：a)将主梁中段延伸至机翼根部加强肋；b)用加强斜梁连接主梁前段和中段(初步取d/l=1/3)。其中方案a中主梁传力路径更直接，而方案b中盒段空间牺牲较小(预放备用油箱)。

图9 骨架传力路径改进方案

增加连接梁在改善结构刚度和受力状态的同时也将使结构重量增大。减小原方案中主梁前段的工字梁截面尺寸，以使结构重量基本不变。骨架传力路径调整后的结构应力如图10所示。与原机翼方案相比，方案a和方案b中骨架的应力集中现象得到了显著改善，危险应力均匀分布在主梁缘条根部，结构最大应力下降明显，降幅约为50%。

图10 调整骨架传力路径后的结构应力

3.4机翼优化方案

根据上述优化分析结果确定机翼优化方案，如图11所示。对于机翼骨架，用加强斜梁连接主梁分段处，并对主梁缘条进行适当的减重设计；对于蒙皮，在不增加厚度的情况下，将原正交铺层改为0°/45°交叉铺层，以增强展向刚度。另外，在共形天线区域蒙皮下方补充加强筋条，以提高蒙皮抵抗局部失稳的能力。

图11 一体化机翼综合优化方案

对优化后的机翼进行设计载荷和使用载荷下的强度和稳定性分析，并考虑结构重量和副油箱使用空间对方案进行综合评估，结果见表2。

表2 一体化机翼构型优化前后性能对比

注： 表中符号↑表示增加，↓表示下降；*表示不满足设

计指标要求，#表示满足设计要求。

从表2可以看出，采用多途径优化后的传感器飞机一体化机翼构型，在牺牲很小的重量和盒段使用空间的情况下，结构强度和稳定性都得到了显著的提升，满足总体设计要求。

4 结束语

本文通过蒙皮分区域采用玻璃纤维和碳纤维面板蜂窝夹层结构，并对机翼主梁进行分段处理，初步设计了一种一体化机翼构型，满足传感器飞机对机翼透波特性的要求。综合结构尺寸、传力路径以及蒙皮铺层优化，对机翼进行了改善设计，在牺牲很小的重量和盒段使用空间的情况下，强度和稳定性都得到了显著提升，满足总体设计要求。

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张 平(1985-)，男，博士，工程师，主要从事智能材料与结构及复合材料力学研究工作。

StructuralOptimizationandPropertyAnalysisofaSensorcraftWing

ZHANGPing，WUWen-zhi，WUBin

(The38thResearchInstituteofCETC,Hefei230088,China)

The sensorcraft is a kind of advanced unmanned aerial vehicle in the future which integrates the functions of intelligence, surveillance and reconnaissance (ISR). The integrated wing, as the key part of the sensorcraft, not only provides lift and control forces during flight, but also acts as the radar antenna during detection. In this paper a two-spar sweep integrated wing configuration is preliminarily designed, of which the skin uses honeycomb sandwich structure of glass and carbon fiber panel in different areas and the bearing frame uses aluminum alloy material. The mechanical analysis of the initial wing configuration shows that the static strength and stability do not meet the requirements under the maximum design load. Then optimal design is conducted to the wing by local size scaling, layer orientation adjustment and loading path improvement. And the quantitative effects are given for each approach on the wing property enhancement. The final wing optimal configuration is obtained by integrating the three improvement approaches. Mechanical analysis of the new wing model shows that with only little weight increase, the strength and stability have been improved obviously and meet the design requirements. This design and analysis results can be used as a reference for other sensorcraft wing design.

sensorcraft; load-platform integration; conformal antenna; composite material; optimal design

2015-06-26

V224

：A

：1008-5300(2015)04-0028-04