复合材料在无人机上的应用

摘要随着科技的发展，无人机在军事与民事中都有着越来越多的应用，在航拍、农业、运输、测绘、救援、侦查、气象、通信等领域都有无人机的身影。随着无人机的广泛应用，无人机在低空停留的时间越来越受重视。在未来无人机的发展中，低空长航时无人机可作为搭载不同设备的空中平台完成指定任务，因此，设计一架性能良好的低空长航时无人机，并探索其智能化与轻量化，对无人机的应用有重要意义。复合材料的比刚度和比强度更高，且设计性和加工性也较金属材质好，同时复合材料应用于机翼还可以使结构减轻，提高发动机效率。根据对智能低空长航时滑翔无人机提出的设计要求，本文对无人机机翼的功用与设计要求进行论述，结合总体设计得到的机翼几何参数进行机翼的结构设计，提出两种机翼设计方案。对机翼进行传力分析，根据真实结构的受力特点，对真实机翼结构的合理的简化，在有限元分析软件ABAQUSA中进行复合材料蒙皮设置、材料属性设置、网格划分等操作后进行有限元分析。对其进行了模态分析、异物碰撞响应、平飞状态与俯冲拉起状态下受力的分析，通过其分析结果，对所设计机翼结构的强度与安全性进行校核，并对所设计的机翼方案进行改进与完善，得出在减重条件下的无人机机翼设计方案，为无人机实物的制作提供参考。关键词：无人机机翼；复合材料；结构；安全性评估；ABAQUSABSTRACTWiththedevelopmentofscienceandtechnology,UAVshavemoreandmoreapplicationsinmilitaryandcivilfields.Inaerialphotography,agriculture,transportation,surveyingandmapping,rescue,reconnaissance,meteorology,communicationsandotherfieldshavetheapplicationofUAV.WiththewideapplicationofUAV,thetimeofUAVstayingatlowaltitudeispaidmoreandmoreattention.InthefuturedevelopmentofUAVs,lowaltitudelongenduranceUAVscanbeusedasairplatformswithdifferentequipmentstoaccomplishspecifiedtasks.Therefore,itisimportanttodesignalowaltitudelongenduranceUAVwithgoodperformanceandexploreitsintellectualizationandlightweightfortheapplicationofUAVs.Thecompositematerialhashigherspecificstiffnessandstrength,anditsdesignandprocessabilityarebetterthanthatofmetalmaterial.Atthesametime,theapplicationofcompositematerialinthewingcanalsoreducethestructureandimproveengineefficiency.AccordingtothedesignrequirementsofintelligentlowaltitudelongenduranceglidingUAV,thispaperdiscussesthefunctionanddesignrequirementsofUAVwing.Combiningwiththegeometricparametersofthewingobtainedfromtheoveralldesign,twowingdesignschemesareproposed.Theforcetransferanalysisofthewingiscarriedout,andthereasonablesimplificationoftherealwingstructureismadeaccordingtotheforcecharacteristicsoftherealstructure.FiniteelementanalysissoftwareABAQUSAwasusedtosetcompositeskin,materialpropertiesandmesh.Themodalanalysis,foreignbodycollisionresponse,planeflightandsubductionpull-uparecarriedout.Throughtheanalysisresults,thestrengthandsafetyofthedesignedwingstructurearechecked,andthedesignschemeofthewingisimprovedandperfected.ThedesignschemeoftheUAVwingundertheconditionofweightreductionisobtained,whichprovidesareferencefortheactualproductionoftheUAV.KEYWORDS:UAVWing;CompositeMaterial;Structure;SafetyAssessment;ABAQUS目录1绪论 51.1研究背景及研究现状 51.1.1无人机简介 51.1.2复合材料在无人机上的应用 51.1.3研究现状 51.2工作内容及意义 71.3论文的章节安排 72理论基础 82.1有限元法基本原理及ABAQUS有限元分析过程 82.1.1有限元法基本原理 82.1.2ABAQUS有限元分析过程 92.2动力学分析基础 92.2.1模态分析 92.2.2瞬态动力学分析 102.3复合材料力学基础 112.3.1层合板理论 112.3.2Hashin失效准则 132.4飞机安全性评估准则 142.4.1安全系数 142.4.2安全裕度 143结构设计与传力分析 153.1机翼翼面的功用与设计要求 153.1.1翼面的功用 153.1.2翼面结构设计要求 153.1.3翼面的主要受力构件 163.2机翼结构设计 163.2.1机翼几何参数 163.2.2机翼材料参数 173.2.3机翼有限元建模 183.2.4有限元模型网格划分及单元选取 213.3机身结构设计 213.4传力分析 233.4.1传力分析基本概念 233.4.2传力分析基本方法 233.4.3翼面结构传力分析 243.4.4机身结构传力分析 253.5制作成果 264结构动力学分析 274.1机翼的模态分析 274.1.1模态分析概念 274.1.2模态分析意义 284.1.3分析结果 284.1.4分析结论 314.2瞬态响应分析 314.2.1瞬态响应分析的概念 314.2.2瞬态响应分析的意义 314.2.3分析结果 324.2.4分析结论 325结构静力学分析 335.1载荷工况与边界条件 335.1.1载荷工况 335.1.2边界条件 335.2计算结果 345.2.1工况一：平飞状态 345.2.2工况二：俯冲拉起状态 355.3分析与总结 366结论与展望 376.1工作总结 376.2结论 376.3展望 37致谢 39参考文献 40绪论研究背景及研究现状无人机简介无人驾驶飞机简称“无人机”，英文缩写为“UAV”，是利用无线电遥控设备和自备的程序控制装置操控的不载人飞机，或由车载计算机完全或者间歇地自主操作。无人机在国民经济建设及国防安全中有着广泛的应用前景，目前在航拍、农业、植保、微型自拍、快递运输、灾难救援、观察野生动物、监控传染病、测绘、新闻报道、电力巡检、救灾、影视拍摄等等领域的都有应用。随着无人机的广泛应用，无人机在低空停留的时间越来越受重视。滞空时间长、稳定性高是无人机设计是趋势。在未来无人机的发展中，低空长航时无人机可作为搭载不同设备的空中平台完成指定任务，因此，设计一架性能良好的低空长航时无人机，并探索其智能化与轻量化，对未来无人机的应用有重要意义。复合材料在无人机上的应用早期的无人机采用的材料多为金属材质，比如铝合金、钢。与传统的金属材料相比，复合材料的比刚度和比强度更高，设计性和加工性也优于一般金属材料，其耐腐蚀性和适合于大面积成型的特点也使人们越来越关注其在工程上的应用。因此，越来越多的无人机在设计中使用了复合材料，常见的有碳纤维复合材料、蜂窝夹层复合材料、玻璃纤维复合材料等。复合材料自问世以来发展迅速，采用碳纤维复合材料设计、制作机翼是飞机轻量化智能化发展的趋势。采用复合材料制作机翼可以使结构重量减轻，提高发动机效率，在军用及民用无人机方面都有广泛的使用。据统计，目前世界上新设计的先进无人机，复合材料的应用可达到全机的60%～80%。研究现状无人机的设计离不开结构分析，对于无人机在任务剖面内安全飞行并执行任务，也需要对其结构的安全性进行评估。有关无人机的结构分析与碳纤维复合材料在机翼中应用的相关论述与研究已经有很多成果，从材料强度极限出发，考察部件的应变与应力对安全性进行评估，进而对结构设计进行指导，完成设计性能的无人机设计。徐荣欣，杨军，甘学东，刘衍腾，胡利[1]对大展弦比机翼进行了分析，探讨了根部弯矩和弹性变形对稳定性设计造成的影响。又从材料应用、先进设计方法、结构形式等方面分析了结构轻重量设计的关键技术，结合先进的气弹剪裁、多学科优化等方法，使设计达到最小重量要求。史继拓，王宏伟，华欣[2]提出了对大展弦比机翼进行轻量化设计的方法，以某一无人机机翼为例，基于原机机翼的三维模型，以机翼最小质量为设计目标，对机翼结构中的壳板单元铺层厚度和梁单元截面尺寸进行优化，提高了机翼布局的合理性。韩洪黎[3]以某型号无人机为例，采用ABAQUS有限元软件对不同工况和材料下的方案进行有限元分析，对模型予以适当简化之后，根据设计要求对机翼做了静力学和动力学分析，确定了机翼设计载荷以及结构危险区域。通过对机翼进行材料和局部尺寸的优选，对比论证得出复合材料在机翼结构中的优越性。邓朝武，贾宏光，薛志鹏等[4]对某种复合翼无人机进行了结构布局优化，根据性能要求设计了机翼内部结构，并进行了静力学分析，采用Kriging模型的响应曲面法对翼梁位置进行优化，并通过对样机的静力测试验证了仿真优化结果的准确性。蔡全[5]参照无人机设计的强度和刚度规范对无人机结构进行了有限元分析，在不同工况下对玻璃钢泡沫夹芯结构、玻璃钢叠层板结构、铝合金结构三种结构形式进行了受力分析，又根据结构模型化准则对无人机机体进行建模，在ABAQUS有限元分析软件中完成了模态分析和不同载荷下的应力与变形，对某型无人机的结构强度进行了验证。向锦武，张雪娇，赵仕伟等[6]对复合材料在长航时无人机中的应用进行了研究，对现有大展弦比复合材料机翼的设计与分析方式进行归纳总结，介绍了在大展弦比机翼中常用的分析方法：基于片条理论和二元非定常气动力相结合的气动力分析方法和考虑展向流动效应的三维气动力分析方法，总结了复合材料机翼在气动弹性中的分析方法与主动控制技术的应用，认为基于CFD的气动降阶模型在计算气动力时具有较高的计算精度和计算效率。王永虎，吴志坚，杨敏[7]在有限元软件ABAQUS中使用SPH法和拉格朗日法建立无人机撞击机翼与鸟撞击机翼的模型，在相同初始条件下，得到机翼损伤耗散能、应变能随时间变化规律和机翼前缘变形规律，通过对比分析得出无人机对民航飞机的碰撞比飞鸟撞击飞机更有破坏性。兰剑英、郭正涛、马震宇[8]以一种平直机翼小型无人机为研究对象，使用单向流固耦合的方法，对机翼应力和应变进行数值分析，利用拓扑优化提高了静强度，使结构重量减轻。董鑫[9]通过分析太阳能无人机机翼设计的技术指标和结构需求，选择双梁-蒙皮结构形式的机翼，减小机翼蒙皮的应力，运用有限元软件ABAQUA流体分析模块计算翼载荷分布，分析不同设计梁结构机翼的力学特点，依据分析结果优选出具有良好抗弯和抗扭特性的机翼设计方案。王旭[10]対飞翼气动布局无人机进行总体参数的确定和设计，除计算其气动性能外，还对其结构的静强度进行有限元分析。按照提出的设计指标要求，在三维建模软件CATIA里对飞机外形、骨架、舵面等进行参数化设计，生成三维模型，在ABAQUS中建立起飞翼无人机的有限元模型，结构设计中采用复合材料，最终完成对布局无人机的结构计算和分析。朱江[11]对典型的通用飞机机翼做了构型选择与布局设计，采用复合材料层合板为0°，±45°，90°的标准铺层建立有限元模型，采用MSC.NASRN软件对其进行了优化设计，通过结果与经验调整铺层比例，使复合材料蒙皮机翼在满足设计要求的条件下得到较轻的设计方案。杨加明，王旭，冯立华等[12]对某型无人机机翼的设计选材，应用单层板和层合板理论，采用ABAQUS有限元分析软件，对机翼结构（蒙皮、翼肋、加强肋、复材蒙皮、复材肋板、梁）进行了合理简化，并选取简化模型进行了静力学和动力学模态分析，利用最大应力准则和TSai-Wu应力准则对复合材料机翼进行校核，安全性评估采用lanzcos法。工作内容及意义本次课题旨在对已经有初步外形设计的低空长航时无人机进行轻量化与智能化设计，在一定设计重量与功能的要求下，对内部结构进行设计与优化，建立数值分析模型，对机翼蒙皮部分采用复合材料代替各项同性材料进行不同工况下的数值分析，确定边界条件，在承载下对各项异性复合材料进行强度校核。除总体设计、气动设计、结构轻量化设计、推进系统设计、气动弹性分析设计、翼稍小翼设计、姿态控制特性、导航定位系统模块之外，完成智能低空长航时无人机机翼结构的设计，并进行结构分析与安全性评估工作。本文主要完成对所设计的智能低空长航时无人机机翼部分的结构设计、分析与安全性评估工作，为无人机设计小组提供参考。工作从设计机翼内部结构设计开始，探索赋予蒙皮复合材料属性的方式，接着对两种机翼设计方式进行了模态分析与不同工况下的应力应变分析与安全性评价，接着又对机身内部结构进行了设计，制作无人机的实物模型。论文的章节安排本文的主要工作是为智能低空长航时无人机设计机翼结构并进行分析。第1章绪论介绍了本次毕业设计的研究背景与复合材料在无人机中应用的现状，列举了一些其他人对相关内容的研究，对本文的研究内容做了简要的介绍。第2章对本文工作的理论基础进行了介绍。首先对ABAQUS有限元分析软件进行了介绍，并对其涉及到的动力学原理与复合材料理论与失效准则进行了论述。第3章为结构设计与传力分析。首先对机翼翼面的功用与设计要求进行叙述，接着叙述了本次设计机翼的几何参数与使用材料的参数，并介绍对机翼进行了有限元建模的简化理论与依据，包括复合材料蒙皮的铺设方式，翼梁翼肋的位置布置与数量，以及进行了网格的划分。又对机身进行了结构设计。最后对机翼机身进行了传力分析。第4章为结构动力学分析。首先通过模态分析的结果对机翼结构进行改进，对改进后两种方案的机翼又进行了模态分析与异物碰撞工况的分析，通过与各向同性材料机翼的对比，论证其安全性与可靠性。第5章为结构静力学分析。对该无人机在工作中的两种典型工况进行简化并针对所设计机翼的结构特点建立简化的计算模型，在ABAQUS软件中进行数值计算，通过其结果对结构的安全性进行校核。第6章是总结与展望。对本次毕业设计进行总结与分析，综合前面的设计与计算总结得到一系列结论。并提出过程中的不足，对以后的工作提出意见。理论基础有限元法基本原理及ABAQUS有限元分析过程有限元法基本原理有限元方法或有限元分析是求取复杂微分方程近似解的一种非常有效的工具。其基本思想是将连续求解区域离散为一组有限个，且按照一定方式相互连接在一起的单元体的组合。在科学研究中，它是探究物质客观规律的先进手段；在工程技术中，它是工程设计与分析的可靠工具。进行有限元分析包括：有限元方法的基本原理；基于原理所设计的软件；计算机硬件三个方面。在对弹性体进行分析时，有限元分析的过程归纳如下[1]：（1）结构的离散化：将结构物分割成有限个单元体，并在单元体的指定点设置结点，使相邻单元的有关参数具有一定的连续性，并构成一个单元的集合体，以它来代替原来的结构。（2）选择位移模式：假定位移是坐标的某种简单函数（位移模式或插值函数），通常采用多项式作为位移模式。在选择位移模式时，应注意以下事宜：1）多项式系数应该等于单元的自由度数；2）多项式阶次应包含常数项和线性项；3）单元自由度应等于单元结点独立位移的个数。位移矩阵为：u=N式中u为单元内任一点的位移；δe为单元结点的位移；N为形函数（3）分析单元的力学性能1）由几何方程，从式（2-1）导出用结点位移表示的单元应变为ε=式中B为单元应变矩阵。2）由本构方程，导出用结点位移表示的单元应力为：σ=DB式中D为与单元材料有关的弹性矩阵。3）由变分原理，建立单元上结点力与结点位移之间的关系式，平衡方程为：Fe式中Fe为单元刚度矩阵，其形式为[k]e=（4）集合所有单元的平衡方程，建立整个结构的平衡方程组集总刚，总刚度矩阵为K。由总刚形成的整个结构的平衡方程为：Kδ=F（5）求解未知结点位移和计算单元应力：对平衡方程进行求解，解出未知的结点位移，然后根据前面给出的关系计算结点的应变和应力以及单元的应力和应变。（6）整理并输出结果：通过该步骤可以输出应力、应变以及位移等值。（7）结合计算结果进行一系列后续分析，得到问题的最终分析结果，分析结束。ABAQUS有限元分析过程ABAQUS被誉为国际上功能最强大的有限元分析软件之一，在航空航天、土木、水利、船舶、汽车等很多领域得到的广泛的应用。不仅能进行有效的静态和准静态分析，在复杂模型模拟、固体力学和机构力学等方面也有广泛的应用，解决工程实际中大型模型的高度非线性问题，使得ABAQUS在大量的高科技产品的研发过程中发挥了巨大的作用。ABAQUS使用简便，容易建立复杂问题的模型。对于大多数数值模拟，用户只需提供结构的几何形状、边界条件、材料性质、载荷情况等工程数据。对于非线性问题的分析，ABAQUS能自动选择合适的载荷增量和收敛准则，在分析过程中对这些参数进行调整，保证结果准确性。除此之外，ABAQUS基于其丰富的单元库，可以模拟各种复杂的几何形状，并且拥有丰富的材料模型库，可用于模拟多数常见的工程材料，如金属、复合物、聚合物、橡胶、钢筋混凝土等等。本文所涉及到的问题主要包括结构静力学与结构动力学，使用有限元软件分析的过程可以按以下步骤进行：（1）模型构建。首先根据需要分析的结构建立适当的几何模型，可以根据需要对实物进行适当的简化。再按照材料的性质参数为建立好的几何模型定义材料属性，接着进行网格的划分，在此阶段需要注意单元特性的选择、网格质量检查、定义边界条件等问题。（2）数值计算。采用有限元的计算方法进行计算，一般情况下是通过计算机中的软件来完成。在提交任务后，可以对分析的作业进行监控，也可以同时提交多个模型和运算并对其进行监控。（3）后处理。在完成计算后，ABAQUS提供了可视化模块，也可以对数据进行导出，提供的云图可以直观地对计算结果进行评估，分析其合理性，并进行优化和改进。动力学分析基础动力学分析是用来确定惯量和阻尼起作用时，结构或构件的动力学行为。模态分析动力学分析是将惯性力包含在动力学平衡方程中，方程式为Mu+I-F=0式中，M是结构的质量；u是结构的加速度；I是结构中的内力；F是所施加的外力。上式的表述其实就是牛顿第二运动定律（F=ma）的变化形式。动力学分析和静力学分析最主要的不同在与平衡方程中包含惯性力项（Mu），另一个不同之处在于内力I的定义。在静力学分析中，内力仅由结构的变形引起；而动力学分析中的内力包括结构变形和运动以弹簧-质量振动这个最简单的动力问题为例，弹簧的内力为ku，所以运动方程为mu则可知整个系统的固有频率为ω=如果质量块被移动后再释放，它将以这个频率振动。若按照次频率施加一个动态外力，位移幅度将剧烈增加，即共振现象。实际的结构和系统都具有多个固有频率。所以，在设计结构时一般要避免使各固有频率与可能载荷频率接近，防止结构破坏。固有频率可以通过分析结构在无载荷时的动态响应得到。此时的运动方程为Mu对于无阻尼系统，I=Ku,则上式变为Mu这个方程解的形式为u=将上式带入运动方程中就会得到特征值问题方程K∅式中，λ=该系统具有n个特征值，此处n是有限元模型的自由度数。记λi为第i个特征值。它的平方根ωi是结构的第i阶固有频率，∅i是相应的第i瞬态动力学分析瞬态动力学分析是确定随时间变化载荷作用下结构相应的技术。其输入数据为随时间变化的载荷，输出数据是随时间变化的位移和其他的输入量，如位移和应力等。瞬态动力学分析中需要求解半离散的方程组。用于瞬态动力分析的运动方程与通用运动方程相同，即Mu这是瞬态分析的最一般形式，其中M是质量矩阵；C是阻尼矩阵；K是刚度矩阵。载荷可以是时间的任意函数，对于线性问题矩阵M、C和K均与u及其时间导数无关。因此在瞬态动力学分析中应该考虑到质量、密度、泊松比、弹性模量、阻尼等因素。与静态分析不同，动态分析中的时间步长是由实际物理意义的。在瞬态分析中，连续的时间周期分为许多时间间隔，只有在离散的时间上才能得到解。ABAQUS允许在瞬态动力分析中包括各种类型的非线性——接触、塑性、大变形等。ABAQUS中常见的求解方式包括模态叠加法和直接积分法。模态叠加法又包括完整矩阵法和减缩矩阵法。直接积分法分为隐式积分与显示积分。直接积分法主要用于非线性动态分析，通过对系统进行直接积分来求解，包括：隐式动态分析、基于子空间的显示动力分析、基于直接解法的稳态动态分析、显式动态分析、基于子空间的稳态动态分析。动力学分析在现实的生产和生活中很常见，进行动态分析是ABAQUS的一个重要优势。复合材料力学基础先进复合材料的应用，对飞行器结构轻质化、整体化和高性能化起着至关重要的作用。下面对复合材料的知识进行介绍。层合板理论由两层或两层以上的单向铺层或多向铺层叠合压制而成的复合材料板。单层，或者说铺层是层合板的基本单元结构，其厚度通常在0.1毫米至0.3毫米之间。铺层中增强纤维的方向或织物经向纤维的方向为铺层的纵向，垂直纤维的方向或织物纬向纤维的方向为铺层的横向，他们均是铺层的材料的主方向。为了对复合材料层合板的弹性性能进行有效的分析，现做出如下假设：（1）复合材料层板之间牢固粘合，且各构成复合材料单层板之间具有一致的变形。（2）层合板变形前垂直于中面的直线，在复合材料层合板变形后作为直线仍垂直于变形后的中面，且直线长度保持不变，即直法线假设。（3）平行于复合材料层合板中面的面上的横向正应力与其他正应力相比很小，在复合材料分析中忽略不计。（4）构成复合材料层板的单层板均为面内各向异性。（5）复合材料层合板的总厚度t满足150其中L为跨度。对于正交各向异性材料，其弹性本构关系为： (2-15)其中，C为刚度矩阵；σ1、σ2、σ3为正应力；τ23、τ31、τ12为剪应力；ε1、ε2、ε3为正应变；γ23、γ31、γ12为剪应变；1、2、3代表材料的主方向，分别为纤维方向、纤维垂直方向以及沿厚度的方向。刚度矩阵C中各项可表示为： (2-16)其中，E1，E2，E3分别为1，2，3方向上的弹性模量： (2-17)νij表示在材料主方向i上作用应力σi时而在材料主向j方向引起的横向变形与i方向变形之比的负值： (2-18)式中，G23，G31，G12分别为2-3,3-1,1-2平面的剪切模量： (2-19)且以上工程常数满足互等关系： (2-20)当复合材料单层板在平面应力状态下，σ3=τ23=τ31=0，此时的应力应变关系为： (2-21)式中，Q为折减刚度矩阵，其各项可用工程弹性常数表示为： (2-22)Hashin失效准则本文中使用ABAQUS中内嵌的Hashin强度失效准则作为复合材料蒙皮的失效准则，其二维失效准则为纤维拉伸失效： (2-23)纤维压缩失效： (2-24)基体拉伸失效： (2-25)基体压缩失效： (2-26)其中，σ1、σ2为正应力；τ12为剪应力；Xt、Xc、Yt、Yc、S12、S23为复合材料单层板的强度参数，表示纤维拉、压强度、基体拉、压强度、1-2平面的剪切强度、2-3平面的剪切强度。飞机安全性评估准则安全系数结构所承受载荷、材料性能、结构尺寸和加工质量等都存在较大的分散性，为了保证结构的安全与可靠，引入了安全系数的概念。安全系数为设计载荷与使用载荷之比。f=Fd其中，n为过载系数，G为飞行器重力。引入安全系数主要是考虑到在使用载荷下无人机机翼没有永久变形，或产生屈服，出现突风等大于规定使用载荷，材料自身缺陷，分析手段不完善等情况下是否能满足结构的刚度需求。一般安全系数选取为1.5。安全裕度安全裕度表示静强度的余量，用M.S表示，用于对强度的评估。M.S=σσ当其大于等于0时，表示强度足够。式中σ为许用应力，σ为最大工作用力。结构设计与传力分析机翼翼面的功用与设计要求翼面的功用机翼是产生升力的主要部件，用以平衡飞机自身的重力。翼面的前后缘一般装有附翼等控制操纵装置，例如装有横向操纵用的副翼和扰流片的后缘，用以提高飞行器的操纵性和机动性。前缘与后缘还可以安装增升装置，比如襟翼与缝翼。机翼本身与其上的附翼还为飞行器提供横侧稳定性、操纵性、增升增阻的效用。机翼还可以作为起落架、发动机等部件的固定基础。军用飞机如轰炸机与歼击机通常在机翼下挂载炸弹、导弹、电子吊舱、副油箱等多种外挂。机翼内部空间可以用来布置排线，储藏燃料，收藏起落架等作用。翼面结构设计要求翼面结构设计要求与飞行器的结构设计要求基本一致。需要考虑气动外形和表面品质要求，也要考虑结构质量、工艺性、制作成本、使用维护性等要求。翼面结构设计的侧重点包括：（1）气动要求翼面是产生升力的主要部件，首先需要满足空气动力方面的要求。除了需要保证升力外，还需要减小阻力。翼面的气动特性主要取决与其外形参数，比如在总体设计中需要确定的展弦比、相对厚度、后略角、翼型等参数。结构设计则应从强度、刚度、表面光滑度等方面保证气动要求。（2）质量要求在其他条件确定的条件下，翼面结构设计的主要要求是质量要求。在保证结构完整性（强度、刚度、损伤容限等）的前提下使结构轻量化。（3）刚度要求随着飞行速度、机动性的提高，翼面所受载荷也在增加。为了减小阻力，翼面的相对厚度在减小。因此在满足刚度要求与质量要求间产生的矛盾，在设计时需要协调强度、刚度、质量间的关系。翼面的主要受力构件翼面结构是薄壁结构，主要分为蒙皮和骨架两部分。骨架结构又分为纵向与横向构件，纵向构件有翼梁、墙、腹板等，横向构件包括翼肋，翼肋又分为普通肋与加强肋。机翼翼面与其他翼段或机身相连。翼面构件的作用是支撑和保持翼面外形，用以产生气动力以及承受外载荷。（1）蒙皮蒙皮的作用是形成流线型的翼面外形，同时气动载荷也直接作用在蒙皮上。蒙皮受到气动力的作用并把它向翼梁、翼肋等构件上传递。蒙皮参与翼面总体受力，与翼梁、墙的腹板组合在一起，形成封闭的盒式薄壁结构承受翼面扭矩；与长桁组合在一起形成壁板承受翼面弯矩引起的轴向力。本文所设计的机翼蒙皮选用碳纤维复合材料，充分利用复合材料的可设计性与大型构件整体成型的工艺性。（2）桁条桁条是翼面结构中延纵向布置的长细构件，固定在翼肋上同时与蒙皮连在一起，起支撑蒙皮的作用。桁条是承受翼面弯矩引起的轴向力与蒙皮上气动力引起的剪力的纵向构件。（3）翼梁翼梁由腹板和突缘组成。翼梁是受力件，承受由弯矩引起的拉压轴力，以及由剪力与扭矩引起的剪力。它是翼面纵向的主要受力构件，承受翼面的大部分弯矩，在翼根处与机身固接。（4）纵墙纵墙与翼梁的构造相似，但是比翼梁弱的多，根部与其他部分用铰接连接。纵墙不一般不承受弯矩，用来承受和传递剪力，与蒙皮等其他结构形成封闭结构，承受翼面扭矩引起的剪流。同时还起支持蒙皮的作用，提高蒙皮的抗屈曲能力。纵墙上一般不需要减重孔。（5）翼肋翼肋的作用是维持机翼剖面的形状，同时将蒙皮上的气动载荷传递给翼梁和蒙皮。机翼结构设计机翼几何参数机翼无人机的重要部件，现代飞机设计一般采用单翼形式，即只一对机翼，针对对智能低空长航时滑翔无人机，使其平稳飞行才能保证其上导航系统、摄像系统等工作载荷高效工作，因此机翼与机身的位置关系采用上单翼。翼型是机翼的剖面，根据平飞状态下，机翼翼型的雷诺数为300000，根据此条件，在翼型数据库中选择E423翼型。图STYLEREF1\s31E423翼型根据空气动力学等相关知识，低空长航时无人机选择梯形翼，且稍根比为0.45。对于本次所设计的飞机为低速飞行，选择平直翼既符合要求又便于加工制作，因此后略角为0°。根据稍根比，结合升力计算公式，单发螺旋桨飞机最小升力系数CL=1.3，飞行速度V=15m/s，气动损失为80%L=12其中L为升力，CL是全机升力系数，ρ为飞行高度空气密度，S为机翼翼面积。最后得到机翼展长3m，翼根弦长为0.3m机翼材料参数机翼结构可以分为蒙皮和内部结构，内部结构包括翼梁与翼肋。在现代无人机的设计中，为了面对不断提高的性能需求，复合材料在无人机中的应用比例越来越高，尤其是在蒙皮的使用上，本次设计蒙皮部分采用碳纤维增强环氧树脂基复合材料T700/TDE85，其单层板的材料属性如表3-1所示：表3SEQ表\*ARABIC\s11单层板材料属性参数弹性参数符号数值强度参数符号数值弹性模量E11140GPa纵向拉伸强度XT2186MPaE22=E338.8GPa纵向压缩强度XC1240MPaG12=G134.6GPa横向拉伸强度YT87.1MPaG233.3GPa横向压缩强度YC229MPa泊松比ν12=ν130.27剪切强度S165MPaν230.36对与翼梁、翼肋等内部结构，根据以往对航模飞机制作的经验，采用轻木和碳杆制作机翼内部结构的方式在无人机进行试飞时面对意外坠落等问题时整体结构容易整体断裂，因此本次设计采用强度更高的铝合金制作无人机的翼梁与翼肋。铝合金的材料属性如表3-2所示：表32铝合金材料属性参数弹性参数符号数值弹性模量E72GPaG393Pa泊松比ν0.36机翼有限元建模在进行有限元分析的时候，需要对实际的结构进行简化，建立一个合理可靠的有限元模型。实际的工程结构一般比较复杂，若不进行简化，结构的有限元分析将变的十分困难。由于有限元模型的精度和规模是相互矛盾的，在满足精度的前提下，需要减小模型的规则来保证有限元分析顺利完成。在建立机翼的有限元模型时，也要进行适当的简化。实际的机翼非常复杂，包括蒙皮、翼梁、翼肋、桁条等等，为了进行数值分析，简化如下：（1）蒙皮、翼梁、翼肋等构件视为薄壁结构，在有限元分析中用壳单元模拟。（2）采用碳纤维复合材料的蒙皮用层合板模拟。（3）对于真实机翼上的连接件，例如铆钉、桁条等部件进行了省略。（4）对于真实机翼上的粘接部分，认为粘缝质量是可靠的，将粘缝和零件作为一体。（5）各部件的接触用绑定约束，即将组装好的机翼视为一个整体[1]。（6）由于机翼结构是对称的，选取一半进行分析。1、蒙皮部分蒙皮部分采用碳纤维复合材料，在ABAQUS中可以使用层合板模拟。在ABAQUS中设置复合材料铺层需要设置材料方向，因此为了方便使用局部坐标系设置复合材料，使用多边形内接所选定的E423翼型，如图3-2所示。图STYLEREF1\s32E423翼型与其内接多边形使用多边形内接翼型之后，通过拉伸生成的机翼蒙皮部分便成为一个棱柱，整个表面由不同大小的许多矩形平面在空间中组成，因此通过在每个平面上设置局部坐标系就可以分别定义蒙皮上每一部分的复合材料层板铺层方向。碳纤维复合材料铺层的方向设定为[0/45/-45 /90]s，4层，单层厚度为0.125mm，铺设方向沿蒙皮厚度方向，在ABAQUS中的示意图如图3-3。图STYLEREF1\s33复合材料铺层示意图根据总体设计得到的机翼几何参数，最终机翼的蒙皮部分如图3-4所示。图STYLEREF1\s34机翼蒙皮部分2、翼肋翼梁部分梁式结构具有结构简单、蒙皮上开口方便、对接点少连接简单等特点，因此，本次设计的机翼结构采用梁式结构中的双梁式结构。双梁式结构有利于对翼面内的空间的合理利用，其安全性较高，常将两边机翼单独制作再与机身连接，与本次无人机设计要求相符。考虑到本次机翼单边的展长为1500mm,以及机身的位置与重量，对于翼肋的排布设计了两种方式。一种是在1500mm长的机翼中延长度均匀布置9个铝合金翼肋，称为a方案，另一种是在靠近翼根处密集，靠近翼尖处稀疏，同样也是布置9各铝合金材质的翼肋，称为b方案。每个翼肋厚度为2mm，其上采用Profili翼型软件中导出的翼型中自带的减重孔。双梁式带减重孔翼肋内部结构如图3-5，两种翼肋排布方式如图3-6、图3-7。图STYLEREF1\s35双梁式结构图STYLEREF1\s36a.翼肋均匀排布方式图STYLEREF1\s37b.翼肋不均匀排布方式有限元模型网格划分及单元选取进行有限元分析时，除了要对分析的结构进行合理的简化，划分网格也是建模过程中的重要环节之一。网格的划分既要考虑网格规模与计算机的运行能力的匹配，也要考虑对计算结果精度的要求。在保证计算精度的前提下，可以对关注的目标部位使用较小的单元或者高次的单元，在其他不太关注的地方或应力应变缓和的部位使用大单元或低次的单元。同时划分的网格需要具有良好的外形，单元与单元之间的过渡也要尽量平缓。对于本次分析，网格采用S4R类型单元，S4R单元是一种通用的壳单元类型，适应性较好，且对与薄壳、厚壳问题都可以应用，采用减缩积分方式，包含沙漏模式控制，容许有限薄膜应变。其蒙皮、翼梁、翼肋的网格划分结果如图3-8所示：（a）蒙皮上网格划分（b）翼梁与翼肋的网格划分图STYLEREF1\s38网格划分示意图机身结构设计机身的作用是实现将机翼连接在一起，安装发动机以及安装遥控制导设备等功能，一般采用薄壁壳体的多舱段结构，且需要保留开口以进行搭载设备的安装调试与检修。在设计机身时要考虑其是否能够承载内部装置的重量，同时也应有良好的气动外形。一般情况下，机身是由长桁、桁梁、隔框、蒙皮构成。其中长桁与桁梁是机体纵向元件，在桁条式机体结构中，长桁与蒙皮共同承受机体弯曲时产生的轴力和轴向载荷引起的轴力，同时长桁对蒙皮起支持作用，提高蒙皮受压，受剪时的临街应力。隔框的作用类似与机翼中的翼肋，用于维持机身的截面形状，还可以将装载的质量力和各部件传入的集中力加以扩赞，再以剪流的形式传给蒙皮。机身蒙皮的作用也与机翼蒙皮相似，在总体受力中承受垂直和水平面内的剪力与扭矩。本次机身设计采用纺锤形旋成体，如图3-8，其气动特性良好。机身隔框形式如图3-9所示，靠近机体头部的两个隔框中间为十字结构，其后6个隔框采用地板梁形状的隔框，即隔框中的梁靠近底部来为安装控制系统、卫星定位系统、遥控系统等硬件留出空间，也便于在上部留下开口和安装机翼。靠近尾部的隔框用于安装发动机，因此对此处的隔框采用了加强设计以增强结构强度。图3-10显示了具有长桁和桁梁的机身结构示意图。图STYLEREF1\s39机身轮廓图STYLEREF1\s310机身隔框安排图STYLEREF1\s311具有长桁的机身结构示意图传力分析传力分析基本概念推力、升力、质量力等外载荷作用与飞行器上，作用在某一部件的载荷要传向另一部分来取得平衡，这就是传力问题，是建立在作用力与反作用力的基础上的。传力分析有助于深入了解结构受力的物理本质，探明每个部件在结构受力中的地位和作用。翼面结构是高度不静定的复杂结构，在进行结构分析时需要进行适当的简化。传力分析是以工程梁理论为基础，基于力的平衡和按刚度分配原则，将结构分成各单独受力原件，对结构的传力规律进行分析。通过传力分析可以较好的研究翼面的传力规律和参与承受翼面总体力的主要结构受力特点。传力分析基本方法首先需要弄清结构所受的载荷最后传向何处。在分析过程中，要了解结构中的不同部件是否能够承受某种载荷，还要弄清结构中各构件的连接是否能传递某种载荷。即力的传入、传出到最后传至基础。其次要分清主要和次要的受力元件和主要次要的受力部分。飞行器通常是由许多部件组成的高度静不定的复杂结构。从受力角度分析，结构中的主要部分，例如翼盒，和主要构件，如翼梁、翼肋、长桁、蒙皮等等。还有次要部分，例如机翼后缘，还有次要元件，如连接角片和垫片等等。传力分析中，着重研究在总体受力中占主导地位的部件，略去次要的元件和次要结构。还要弄清各主要部件的连接关系与连接方式，用以正确的确定支持形式和传力方式。可将集中连接简化为铰支或固支。从结构的外载荷作用处开始，按次序分离出各个构件作为分离体，依照各自的受力特性进行合理的简化。根据静力平衡，确定分立体上的外载和支撑力，以便反映出正确的传力路线。同时分析传力还要有刚度概念。对静不定系统，除了需要考虑静力平衡外，还要根据变形协调条件求出各元件内力。一般来说，传力分析时要略去次要元件和次要部件。因此，传力分析不能给出精确的量的概念。翼面结构传力分析以双梁式机翼为例，机翼翼面主要承受气动载荷，作用在蒙皮上的气动力通过结构传给长桁和翼肋，取两个翼肋间的一块蒙皮进行分析，如图3-12。这块蒙皮的两端支撑在长桁和翼肋上，可以将四边看成铰支或固支。图3-12蒙皮把气动载荷传给翼肋接下来长桁把所承担的气动载荷传给翼肋，如图3-13。长桁与翼肋直接或间接通过蒙皮相连，长桁可看做支持在翼肋上的多支点连续梁，作用在长桁上的分布载荷由翼肋提供支反力，这就是将长桁上的载荷传给了翼肋，这样蒙皮上的气动载荷便通过长桁和蒙皮，直接和间接的传递到的翼肋。图3-13长桁把所承担的气动载荷传给翼肋翼肋又将载荷传给翼梁。翼肋的外载包括蒙皮直接传递的载荷和来自长桁的气动载荷，将所有的载荷合成作用在翼剖面压力中心线上的合力∆Q。翼梁再将翼肋传来的载荷∆Q向机翼根部传递，如图3-14。双梁式机翼结构的翼肋与两梁的腹板连接，周边与蒙皮连接，因此将翼肋视为支持在由翼梁和蒙皮组成的空间盒式梁。将∆Q平移至肋剖面的刚心上，使其等效为作用于刚心处大小方向相同的力∆Q'和绕刚心的力矩∆Mt。当翼肋受到作用在刚心上的垂直载荷∆Q时，由两个翼梁提供支反力，力矩∆Mt由腹板和蒙皮组成的闭室提供封闭的支反剪流平衡，如图3-15。这样，作用于翼肋的外载荷便通过∆Q和∆M图3-14翼梁向根部传递△Q图STYLEREF1\s315翼盒闭室向根部传递△M机身结构传力分析长桁与蒙皮组成壁板以承受弯曲引起的轴向力，蒙皮还要承受剪力引起的剪流。当隔框上作用集中载荷Py时，蒙皮通过以支反剪流q作用于隔框。q延周长梯形分布，蒙皮上的剪流q由来自桁条的支反剪流来进行平衡。蒙皮上的剪流q会使桁条上产生拉压轴力。其示意图如图3-16图3-16框平面内传力递示意图除了对于集中力的传力，机身上的扭矩通过隔框传给蒙皮，在蒙皮中以剪力的形式向机身支持处传递，但不会引起桁梁的轴力。因此，扭矩引起的机身蒙皮中的剪力与机身结构受正应力的元件无关[23]。在延机身轴线方向上的加速度引起的推力、质量力、起飞降落时起落架轮胎与地面的摩擦力等集中力在垂直于隔框的平面内传递，该力与气动力在延机身轴线方向的分力相平衡。若该力作用在隔框上，则需要在隔框的平面上安装对应的横向构件，再通过横向构件传给蒙皮。若该力作用于蒙皮，则需要安装对应的纵向构件将力扩散，再在结构中传递。制作成果结构动力学分析结构动力学是研究结构体系的动力特性，确定结构在动力载荷作用下的动力反应。无人机在工作环境中，机翼所处的环境十分复杂，其上所受外载也十分复杂。结构动力学针对那些载荷随时间变化块的外载的分析，结构对这些外载的响应与静力有很大不同。在实际情况中，动力学问题对于结构带来的影响往往要大于仅由静力学问题带来的影响，通过结构动力学可以对初步设计的机翼结构进行合理的修改使其更加符合要求。本章主要从模态分析、异物碰撞两方面对该无人机机翼进行动力学分析。机翼的模态分析模态分析概念由第二章的理论基础内容可知，模态是结构系统的固有振动特性属性，每一阶模态都包含其特定固有频率、阻尼比、模态振型。模态分析的过程是由有限元方法计算完成的，振动模态是弹性结构固有、整体的特性。通过模态分析可以弄清结构在某各频率范围内各阶主要模态的特性，进而可以预言结构在这个频率内在内或外的振源作用下的实际响应。模态分析是各种动力学分析内容的基础，结构和系统的振动特性决定了结构和系统对于其他各种动力学载荷的响应情况。因此，在通常情况下，在进行动力学分析时，首先要进行模态分析。在ABAQUS中提供了两种特征值提取方法，Lanczos法和子空间迭代法，当有限元模型规模较大时，同时又要提取多阶振型时，Lanczos法的运算速度更快。模态分析意义对于本次智能低空长航时滑翔无人机的机翼，其工作的环境和承受的外部载荷都很复杂，同时伴随着许多动态载荷，因此就要对动力学进行多方面的研究。进行模态分析的主要意义在于对无人机机翼的动力学特性进行评价，可以用于预报机翼结构可能发生共振的工作频率范围，进而避免发生共振现象。明确估计无人机在多大的频率下容易发生共振对其结构的安全性和稳定性有非常重要的意义。进行模态分析后的结果得到的固有频率和振型是进行频率响应分析的基础，可以为无人机机翼结构的振动特性分析与结构故障检测与预报以及结构动力学的优化设计提供依据。分析结果首先以a方案均匀布置翼肋的方案为例，其前十阶频率及振型如图4-1所示：1阶振型19.35Hz2阶振型83.22Hz3阶振型106.30Hz4阶振型193.64Hz5阶振型202.45Hz6阶振型283.17Hz7阶振型339.87Hz8阶振型345.24Hz9阶振型346.11Hz10阶振型350.42Hz图4-1a方案均匀翼肋前10阶振型及固有频率由图可知，从第四阶起，机翼开始出现局部模态且位移机翼后缘，从其第四阶与第五阶模态另一角度示意图，见图5-2，可以发现其相对位移发生在机翼后缘，考虑到双梁式机翼的双梁排布位置，认为靠近机翼后缘的结构支撑部分缺失，为了避免其过早出现局部模态，对机翼模型进行适当的修改，在结构中增加后墙，后墙的构造与翼梁相似，一般与长桁相似，墙一般不承受弯矩，主要用来传递剪力和支撑蒙皮。修改过后的方案a均匀翼肋，与方案b不均匀翼肋如图5-3、图5-4所示。第4阶第5阶图4-2第4阶与第5阶另一视角图4-3增加后墙的a方案均匀翼肋排布图4-4增加后墙的b方案翼肋不均匀排布对增加后墙的两种机翼模型再次进行模态分析，其前6阶对比如图5-5所示：a.均匀翼肋b.不均匀翼肋1阶振型19.292Hz1阶振型19.498Hz 2阶振型83.201Hz2阶振型83.980Hz3阶振型107.30Hz3阶振型108.42Hz4阶振型194.60Hz4阶振型196.04Hz5阶振型202.11Hz5阶振型202.44Hz6阶振型284.59Hz6阶振型323.27Hz图4-5两种机翼方案前6阶模态对比分析结论（1）通过对翼肋均布与翼肋不均布的两种机翼设计方案的模态分析结果进行对比，可以发现，前五阶振型与对应的固有频率很相似，两种设计方式的结果相差不多。两种方案都在第6阶时产生了局部模态，a.均匀翼肋的设计方案的固有频率为284.59Hz，b.不均匀翼肋的设计方案对应的固有频率为323.27Hz，相差约40Hz。（2）由图4-5可知，两种设计方案的机翼在4阶与5阶时的固有频率非常接近，振型为横转和俯仰，对于无人机机翼来说容易发生震颤耦合，造成结构的破坏，对无人机飞行、执行特定任务造成影响，对结构的寿命也会带来损害，在应用无人机时要避免。（3）无人机动力由电驱动螺旋桨提供，出于对机翼结构安全性的考虑，要避免共振的发生，应尽量避免发动机的工作频率在各阶固有频率附近。瞬态响应分析瞬态响应分析的概念瞬态响应分析是确定随时间变化载荷，如冲击、碰撞作用下结构响应的技术。以随时间变化的载荷作为输入，以随时间变化的位移、应力或位移为输出。本部分运用ABAQUS/explicit显示动力学分析机翼结构在异物碰撞时的响应。瞬态响应分析的意义考虑到智能低空长航时无人机在起飞、巡航、降落时的工作高度，主要在100m作用的低空中滑翔，且机翼部分在整个无人机体积中所占的比例，这时就必须考虑飞鸟等其他异物对机翼的碰撞。质量体积很小的异物在相对速度较大时撞击机翼带来的冲击力也会对结构造成很大的破坏，从而影响无人机的使用性能和寿命。对结构进行异物碰撞分析可以用来分析结构在此种载荷下是否安全。此次分析假设异物是直径为30mm的小球，密度为1000kg/m3，杨氏模量为10Gpa，在分析中将小球设为刚体，以20m/s分析结果碰撞结果如图，撞击点最大mises应力为72.43MPa，最大变形为2.133mm，分别如图4-6、图4-7。图4-6撞击过程mises应力云图图4-7撞击过程位移云图分析结论本次采用碳纤维复合材料制作的蒙皮在受到相同的异物撞击条件下，与各项同性材料的对比可以发现，最大mises应力由175.9MPa减小到72.43MPa，最大位移由5.554mm减小到0.2133mm。且撞击对撞击点周围影响的范围，碳纤维复合材料也较各向同性材料的影响范围小，各向同性材料蒙皮机翼异物碰撞结果示意图如图4-8、图4-9。图4-8撞击过程mises应力云图[1]图4-9撞击过程位移云图[1]在撞击的过程中，异物的动能在短时间内转化为机翼结构的应变能和内能，其应变能由撞击恢复到平稳需要一定的时间。虽然采用复合材料对异物碰撞时的机翼的安全性有所提高，但是并不是无人机在遭受异物碰撞时是绝对安全的，此情况下虽然机翼结构趋于安全，但是在实际飞行中遭受异物碰撞时可能会对飞行条件造成影响，导致飞机失速等情况，因此在无人机试飞时应尽量在开阔无空中异物的地方进行，也应避免不良天气如冰雹等气象条件下飞行，以保证任务的顺利完成。结构静力学分析载荷工况与边界条件载荷工况无人机飞行时受到的外力主要是升力、重力、发动机推力和阻力，对于机翼来说，主要受到的自身的重力和气动力，即升力和阻力。关于重力，两种设计方案的单边机翼展长1500mm，重约700g，参考到韩洪黎论文[1]论证了对单边翼展1670mm，重2480g的机翼进行静力学分析中重力的影响可以忽略不计，为简化计算，本次分析也忽略机翼结构自重对结构静力学分析结果的影响。对于气动力的简化，无人机在工作时，产生的升力全部假设由下翼面提供，视为作用于下翼面的均布载荷。安全系数选取f=1.5，最大过载选取n=工况一：平飞状态在平飞状态下，过载系数为n=1，机翼上所受载荷处于静平衡状态，按照假设，升力由作用于下翼面的均布压强提供，经计算算，作用于下翼面的压强为P=41.5Pa。工况二：俯冲拉起状态俯冲拉起状态是比较严重的机动飞行工况，根据设计方案，拉起时的最小曲率半径为50m，在做曲线飞行的最低点时，其过载系数达到最大值。此时有：L=Gcosθ+G两边同时除以G可知：n=cosθ+v根据设计拉起速度为16m/s，计算得到过载n为1.3。进而可以计算此工况下所需升力L=nG（5-3）经过计算得到下翼面所受压强为：P=LS=53.9Pa边界条件对于机翼的分析，通常采取悬臂梁的约束方式，即对机翼根部约束X、Y、Z三方向的位移，模拟机翼在风洞中的实验方式。计算结果工况一：平飞状态在平飞状态下，a方案均匀翼肋机翼的变形云图、蒙皮和翼梁的应力云图分别如图5-1、图5-2、图5-3所示：图5-1机翼变形云图图5-2翼梁应力云图（a）下翼面纤维拉伸云图（b）上翼面纤维压缩云图（c）上翼面基体压缩云图（d）下翼面基体拉伸云图图5-3蒙皮应力云图由应力云图可知，最大应力发生在翼梁上，最大mises应力为2.572MPa。对其进行强度校核，安全系数选取f=1.5，铝合金材料的屈服强度为195MPa，由σ可得其需用应力σ=130MPa，工作应力σ=2.572MPa<[σ]，再由安全裕度公式M.S=可知M.S=49.54>0，因此翼梁的结构安全，强度足够。对于碳纤维复合材料蒙皮采，采用内嵌在ABAQUS中的Hashin失效准则，从云图可知其蒙皮材料未失效，结构安全且强度足够。对于b方案翼肋不均布机翼结构，其变形云图、蒙皮和翼梁的应力云图分别如图5-4、图5-5、图5-6所示：图5-4机翼变形云图图5-5翼梁应力云图（a）下翼面纤维拉伸云图（b）上翼面纤维压缩云图（c）上翼面基体压缩云图（d）下翼面基体拉伸云图图5-6蒙皮应力云图由应力云图可知，最大应力发生在翼梁上，最大mises应力为3.346MPa。其需用应力σ=130MPa，工作应力σ=3.346MPa<[σ]，则M.S=37.85>0，因此翼梁的结构安全，强度足够。对于碳纤维复合材料蒙皮采，仍然采用内嵌在ABAQUS中的Hashin失效准则，从云图可知其蒙皮材料未失效，结构安全且强度足够。工况二：俯冲拉起状态在俯冲拉起状态下，a方案均匀翼肋机翼的变形云图、蒙皮和翼梁的应力云图分别如图5-7、图5-8、图5-9所示：图5-7机翼变形云图图5-8翼梁应力云图（a）下翼面纤维拉伸云图（b）上翼面纤维压缩云图（c）上翼面基体压缩云图（d）下翼面基体拉伸云图图5-9蒙皮应力云图由云图知，在工况二的情况下，最大应力仍然发生在翼梁上，最大mises应力为3.346MPa。铝合金材料需用应力σ=130MPa，工作应力σ=3.346MPa<[σ]，可得M.S=38.85>0，因此，在俯冲拉起的情况下翼梁的结构依然安全，强度足够。对于碳纤维复合材料蒙皮采，仍然采用内嵌在ABAQUS中的Hashin失效准则，从云图可知其蒙皮材料未失效，结构安全且强度足够。而对于b方案翼肋不均布机翼结构，其变形云图、蒙皮和翼梁的应力云图分别如图5-10、图5-11、图5-12所示：图5-10机翼变形云图图5-11翼梁应力云图（a）下翼面纤维拉伸云图（b）上翼面纤维压缩云图（c）上翼面基体压缩云图（d）下翼面基体拉伸云图图5-12蒙皮应力云图由云图可见，在工况二的情况下，最大应力仍然发生在翼梁上，最大mises应力为3.405MPa。铝合金材料需用应力σ=130MPa，工作应力σ=3.405MPa<[σ]，可得M.S=38.18>0，因此，在俯冲拉起的情况下翼梁的结构仍然安全，强度足够。对于碳纤维复合材料蒙皮采，仍然采用内嵌在ABAQUS中的Hashin失效准则，从云图可知其蒙皮材料未失效，结构安全且强度足够。分析与总结本部分对两种机翼设计方案在两种工况下进行了静力学分析，由此可知，无人机机翼在设计工况下，结构是安全的。在不同飞行状态下，不同部位的应力是存在区别的，但在一般情况下，机翼的结构强度是足够的。虽然在某些部位，如翼梁的根部，应力较大，在本次分析中结构安全，但在实际结构的制作加工中应该引起注意，可以对其局部进行合理的加强。由于翼梁与翼肋使用同种材料，且计算结果中最大应力发生在翼梁上，因此没有对翼肋进行单独的校核与云图展示。结论与展望工作总结本次毕业设计主要对智能低空长航时无人机的机翼结构与机身进行了设计，并使用ABAQUS对机翼结构进行的有限元分析。数值计算分析包括的动力学与静力学分析。在动力学分析中，对其模态与异物撞击时的响应进行了研究，在静力学中，模拟了两种机翼结构分别在平飞状态与俯冲拉起状态的受力情况，验证了其结构的安