3 长航时无人机结构设计技术

长航时无人机普遍采用轻质复合材料大展弦比机翼，使得结构质量减轻，诱导阻力减小，但是复合材料结构柔性显著降低了大展弦比机翼的整体刚度，使得气动弹性稳定性问题异常突出[70-71].长航时无人机结构设计需要同时满足结构强度、刚度、静/动气动弹性等多个方面的约束.因此，大展弦比机翼气动弹性建模和分析、复合材料机翼气动弹性剪裁以及考虑复合机翼机身制造的结构优化设计是长航时无人机结构设计的关键技术问题.

3.1 大展弦比机翼气动弹性分析

长航时无人机飞行过程中，机翼结构大柔性会引起几何非线性，导致气动载荷重新分布，翼面局部攻角增加，气流更容易发生分离，引发气动非线性特征，最终导致复杂的非线性气动弹性问题，此外，结构柔性的增加还会导致飞机颤振边界的提前.2003年，“太阳神”无人机在试飞中经历严重的非线性气动弹性问题，最终解体，如图8所示.NASA在随后的调查报告中，事故原因被认为是缺乏对飞行大变形情况的分析.

3.1.1 非线性气动弹性建模

对于大柔性飞行器全机气动弹性分析而言，其结构具有局部非线性特征，机翼变形较大，几何非线性特征明显，但机身变形仍保持线性特征.机翼、机身和尾翼通过边界协调条件实现各部件的相互连接.因此对机翼建立准确的非线性气动弹性模型尤为关键.建立大展弦比机翼气动弹性模型需要耦合结构模型和气动模型，常用的结构和气动模型如图9所示.

图8 “太阳神”无人机非线性气动弹性问题

Fig.8 Nonlinear aeroelastic of the “Helios” UAV

图9 常用气动/结构分析模型

Fig.9 Common aerodynamic/structural analysis models

在常用的结构动力学模型中，非线性运动梁理论和几何精确本征梁理论对于简单梁结构有较好的求解精度和较高的求解效率，但是难以处理复杂结构模型.非线性位移基有限元方法比较成熟，在复杂模型适用性和求解精度上都有较好表现，但求解效率低下.常用的气动模型特点和适用范围见表4.

表4 气动模型对比

Tab.4 Comparison of aerodynamic analysis models

不同的结构模型和气动模型相结合，最终得到不同方程形式的气动弹性模型.如基于非线性运动梁理论，气动弹性方程可以表示为

对于几何精确本征梁模型，其结构模型为一阶形式，因此气动弹性方程可以表示为

对于多体系统动力学方法，气动弹性方程如下：

Φ(q,t)=0，

式中,q=[qstru qaero].其中:qstru为气动弹性方程结构位移变量；qaero为气动弹性方程气动变量，具体定义依据气动模型的选取.

3.1.2 非线性静/动气动弹性分析

大展弦比机翼易发生大的弯扭变形，导致无人机结构和气动特性发生变化，引发气动弹性发散和操纵效率降低甚至反效等静气动弹性问题，严重危害无人机飞行安全.

Smith等[78]和Garcia等[79-80]分别基于几何精确本征梁理论和三维几何非线性梁理论，结合Euler求解器，研究了大展弦比柔性机翼的静态气动弹性特性，Garcia[79]对跨声速下大展弦比平直翼和后掠翼的静气动弹性进行了研究，探讨了跨声速阻力和结构弯扭耦合的关系.国内西北工业大学周洲团队也开展了相关研究[81-83]，通过编写计算结构力学和计算流体力学耦合求解器，研究了类似“太阳神”布局无人机的静气动弹性问题.研究表明，此类无人机受载变形会降低升阻比，增大滚转、偏航力矩导数，引起气动载荷的重新分布向翼根转移，但是静气动弹性变形可以有效缓和存在的纵向静不稳定现象，同时显著改变全机的横航向稳定性等.

对复合材料大展弦比机翼动气动弹性问题，国内外学者的研究主要集中在动气动弹性稳定性和气动弹性动响应领域.分析大展弦比机翼动气动弹性稳定性问题，通常采用等效梁板模型.刘湘宁等[84]基于结构几何非线性的大变形欧拉梁和片条理论，建立了大展弦比复合材料机翼的非线性气动弹性分析模型，分析了铺层角、展弦比、机翼线密度等参数对颤振速度的影响，并且以机翼颤振速度为目标函数对大展弦比复合材料机翼进行气动裁剪设计.Attaran等[85]使用有限元方法，分析了机翼展弦比、后掠角以及铺层顺序对颤振速度的影响.Kameyama等[86]采用变截面的复合材料板模型建立非线性气动弹性模型，研究了机翼的颤振发散特性，并且利用遗传算法对复合材料机翼结构进行了优化.

针对气动弹性动响应问题，Cesnik等[87-88]和Brown等[89]开发了气动弹性仿真框架.在此基础上，Su等[90-91]引入了阵风模型.对柔性飞机的配平、纵向稳定性和阵风响应，以及翼身融合布局飞行器阵风响应和颤振特性进行了详细研究.Tang等[92]基于非线性梁理论和ONERA失速模型，对大展弦比柔性机翼的阵风响应进行了研究，探讨了阵风分布的影响.Patil等[93-95]考虑气动弹性非线性，对不同展弦比柔性机翼的极限环振荡特性进行了研究，并提出了主动控制方法.Kim等[96]在Crespo非线性梁模型中加入了外挂，研究了外挂质量、外挂惯性和外挂位置对机翼极限环振荡特性的影响.Zhang等[97]研究发现，在不发生失速的情况下，结构的几何非线性可以导致大展弦比机翼出现极限环振荡，随着飞行速度的增加，动态失速成为主导，极限环现象变得更加复杂.

长航时无人机面临复杂的非线性气动弹性问题，一方面需要建立更加准确的模型，结合结构设计进行被动气动弹性控制；另一方面可采用主动控制技术进行气动弹性控制，该内容将在气动弹性主动控制中进行详细介绍.

3.2 复合材料机翼气动弹性剪裁

气动弹性剪裁技术使用控制刚度方向的方法，来控制静态或动态的气动弹性变形，从而使飞行器的气动和结构性能向着有益的方向发展.长航时无人机大多采用了轻质、高强度和高模量的先进复合材料结构，具有良好的可设计特性.气动弹性剪裁技术可以在满足气动弹性要求的前提下，最大限度地降低机翼结构质量，是飞行器结构设计的关键技术之一.

气动弹性剪裁本质为约束优化问题，一般流程如图10所示.结构质量经常被设为优化的目标函数，约束条件可能是结构在外部载荷作用下的强度条件、刚度条件或气动弹性约束条件等[99].Guo等[100]以强度、损伤容限和气动弹性稳定性为约束，提出了大型飞机复合材料机翼多目标优化方法.将蒙皮层数和铺层角度作为设计变量，优化完成后的机翼满足实际设计的生产要求，同时结构质量减轻了30%.万志强等[101]研究表明，使用遗传/敏度混合优化算法可以较好实现强度、位移、发散速度和颤振速度等约束条件下的质量最小设计.

图10 气动弹性剪裁多目标优化流程图[98]

Fig.10 Multi-objective optimization flow chart of aeroelastic tailoring[98]

长航时无人机机翼由于柔性特征明显，颤振临界速度经常成为约束无人机性能指标的重要因素之一.白俊强等[102]提出了三级结构优化方法，在满足强度和变形约束的条件下，将梁、肋和蒙皮厚度作为设计变量，进行第1级结构质量优化.以颤振速度为约束条件将铺层顺序进行优化，完成第2级结构质量优化.最后，在不改变质量的前提下，采用遗传算法优化复合材料铺层顺序，增大了机翼的颤振速度.刘湘宁等[103]以颤振临界速度作为目标函数,建立了非线性气动弹性模型，研究了两种不同截面的复合材料机翼颤振速度与铺层角的关系.使用罚函数内点法和导数优化方法变尺度结合求解，进行气动弹性剪裁优化，优化后的机翼颤振速度提高了22.77%.

3.3 复合材料机翼/机身结构设计

长航时无人机的结构设计主要包括机翼、尾翼、机身、发动机吊舱和起落架等机体结构设计和操纵系统设计.结构设计方案需要根据结构使用条件、外形尺寸、初步确定的结构形式以及各种协调关系，通过设计、分析、试验等方式确定.大展弦比复合材料机翼结构设计的核心是在机翼厚度、结构强度与稳定性、气动弹性变形以及颤振速度等多约束条件下，寻求综合性能最优的结构方案.

长航时无人机机翼外形参数以及机翼机身相对位置初步确定后，需要明确机翼结构参数.机翼结构可以选用蜂窝夹层、多墙式和混合式结构[104].张纪奎等[105]的研究表明：蜂窝夹层结构具有密度小、刚性好、减震性和抗疲劳性强等特点，并且有利于气动弹性剪裁设计；多墙式结构在相对厚度较小的机翼结构中能够充分利用蒙皮来承受较大弯矩；混合式结构同时综合了多种结构特点，有较好的方向可设计性，通过合理的刚度分配，可实现较小的结构质量.

为了得到机翼结构最优设计方案，需要基于结构分析方法或结构试验方法，对其性能进行分析，通过设计复合材料铺设角度、铺层厚度、铺层比例等变量，合理分配机翼结构刚度，最优化机翼性能.刘峰等[106]应用准等强度设计思想对大展弦比机翼进行了复合材料铺层设计与优化，随后利用有限元软件进行分析与校核，优化后的机翼结构减重达5.23%.杨龙[107]针对机翼主梁碳纤维铺层厚度与机翼结构动力学特性的关系进行了研究，发现机翼刚度与碳纤维厚度并不是正相关，而是存在厚度的最佳值.Meddaikar等[108]基于NASTRAN有限元软件分析机翼结构性能，以机翼最大翼尖位移为目标函数，使用遗传算法优化了复合材料铺层顺序，并通过风洞试验验证了分析结果的可靠性.Vio等[109]和Gauthier-Perron等[110]通过优化机翼结构参数，提高机翼刚度，实现了被动阵风载荷减缓.Park[111]等针对高空长航时无人机，采用碳纤维增强环氧树脂复合材料圆柱管和隔板作为大展弦比机翼翼梁，如图11所示，实现机翼轻量化设计，并使用非线性有限元数值分析方法和静强度试验对其研制的机翼进行结构强度分析，验证了所研制机翼满足设计性能要求.

机翼机身连接处的设计是飞机设计中的难点之一，界面复杂，连接件多且装配问题突出，合理地设计翼根连接件对减少装配工时和减少零件修配有很大作用[112].长航时无人机大展弦比机翼因根部弯矩和弹性变形较大，给机翼结构翼身连接设计带来较大难度.无人机传统的翼身连接多为集中接头式，传力路线为机翼弯矩和剪力通过接头耳片到机身框.由于长航时无人机机翼根部弯矩大，工程上翼身连接设计一般采用可以实现机翼弯矩的自平衡的翼身连接方式，如中央翼贯穿机身的结构型式.中央翼结构型式的无人机机翼和机身框之间只传递剪力，可有效减轻机身框的质量，但也会影响机身的传力路线[113].“捕食者”无人机采用了一种主梁弯矩自平衡的连接形式，即在翼身连接区，两侧机翼的主梁重叠，左侧机翼的主梁相对右侧机翼的主梁偏移，并通过两轴销相互连接，实现弯矩自平衡，并与机身隔框相连传递剪力.