计算机辅助模型飞机机翼结构优化设计.docx
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计算机辅助模型飞机机翼结构优化设计
计算机辅助模型飞机机翼结构优化设计
作者：
杨炯（SW笨笨）
单位：
北航无人驾驶飞行器设计研究所
摘要：
本文以计算机辅助设计（CAD）和计算机辅助设计校验（FEA）静态结构分析（StaticMechanicalAnalyse）为工具，对常规布局模型飞机的几种常用机翼结构进行抗弯、变形、应变分析，以浅显的语言讨论各部分结构在受力情况下的作用，并得出机翼结构的优化设计推荐方案。
关键词：
CAD、FEA、静态结构力学分析、翼型、翼肋、翼梁、副板、蒙皮、载荷、设计优化、应力、形变、载荷分布
前言
随着模型运动在中国的普及，航模飞机的设计、分析也在不断发展。
但是国内的航模设计、制作过程长期处于经验加手工计算的阶段。
由于飞机结构的复杂性，也使爱好者很难对其各部分结构的受力情况、变形情况有直观的了解。
本文就以计算机辅助分析为工具，以图形化的方式和浅显的语言对飞机机翼的典型结构进行设计讨论。
另外模型飞机作为一种小型飞行器，其结构设计是从大型飞机精简而来，而与中小型无人机非常类似，有的甚至可以直接作为小型无人机平台使用。
所以对其结构进行设计优化的分析，对小型无人机的设计有着重要的参考价值。
设计校验分析（FEA）是目前计算机辅助分析（CAE）领域的一个新兴分支。
从上个世纪八九十年代开始发展，并以非常快的速度在设计行业内普及开来。
设计校验分析与复杂的工程分析有很大的不同。
它主要着眼于产品设计优化，对其应力、形变、热传导等等有一个定型的了解，然后再改进产品的设计。
分析过程中对复杂的有限元理论不做探讨，而是用最简单的Mesh形状，以最快的速度对几何形状进行全自动的分析，以加快优化设计的效率。
软件在使用上也比工程分析软件来的容易。
目前主要的CAD软件都自带此类结构分析模块，比如CATIA、Solidworks、UG等，不过功能比较简单。
常用的独立软件主要有COSMOS系列和AnsysDesignSpace等，其主要特点是直接嵌入CAD软件，使用、数据交换都非常简单。
1常见的机翼结构及介绍。
模型飞机的机翼内部结构主要由翼肋、翼梁、前缘、后缘、副板、蒙皮等组成，见下图。
本文并不对副翼、襟翼等流体力学结构进行讨论，所以不算在内。
由于模型飞机载荷小，而且大部分作为娱乐、竞技使用。
所以这些结构并不是在每一架飞机上都有必要存在，依实际情况比如重量、速度甚至制作者的个人爱好而有所不同。
下面选取几种常见的模型飞机机翼结构作为对比分析的物理模型。
名称
说明
图示
名称
说明
图示
单梁
除必要的翼肋、前后缘外只有翼梁
双梁
有主辅双翼梁
双梁单副板
主梁上有单侧副板
双梁前双副板
主梁上两侧有副板
双梁前后单副板
主副梁上都有单侧副板
双梁前双副板后但副板
主梁双侧副板，副梁单侧副板
全蒙板
具有全部副板，外侧全部蒙板
前蒙板
具有全部副板，外侧前部蒙板。
这是最常用的机翼结构
2结构力学有限元分析
2.1分析条件的简化
设计校验分析地目的是以高效率得到一个具有普遍意义的结果，而不是相对于某一项工程所作的工程分析。
所以，进行分析简化就很重要了。
进行几何拓扑的简化可以有减少软件划分网络的复杂性，并成倍减少几何计算量。
简化受力情况可以减少各种力的偶合，加快力学分析速度。
2.1.1受力条件的简化
一架普通飞机在定常流下匀速直线飞行时机翼所受气流压强如下图所示：
由图可见，机翼受压强基本与弦长成正比，翼尖由于气流比较复杂，而有所不同，但是本分析要得到普遍的结构分析结论，所以忽略局部特征，而将升力简化为一均匀载荷加载于机翼下表面。
而机翼所受其他力由于所占比例较小，忽略不计，比如一般阻力是升力的1/30。
这也是机翼结构分析时的通用做法。
飞机匀速水平飞行时，机翼升力等于飞机重力。
由于本分析中机翼翼展选取模型常用的1200mm，而这种翼展的飞机加载荷一般在3Kg左右
简化结果：
单边机翼下表面加均匀载荷1.5Kgf。
2.1.2飞机几何形状的简化
飞机的翼型有平凸、双凸、对称、凹凸等等，而最具代表和常用的形状是双凸翼型。
下图是一个普通的双凸翼型。
而翼型本身是一个很复杂的曲线，进行三维建模后会形成复杂的曲面形状，大大加重分析软件的负担。
因为本分析着眼与结构，与流体特性无关，所以使用5段圆弧来组成相似的翼型形状，如下图：
翼型的弦长200mm，厚度30mm（15%），最厚点在70mm处即35%，这是模型制作中最常用的翼型参数。
机翼最常用的形状是梯形机翼，但是其力学情况与矩形机翼差别不大。
所以使用矩形机翼来进行分析。
2.1.3材料的选取
模型飞机一般使用木材作为原料制作，少量也使用复合材料。
这些材料密度、模量、都有所不同，甚至单块材料的不同部分参数也不相同。
而且木材料为各向异性材料，要得到其参数很不容易。
本分析的目的是分析结构不同部分的受力、变形情况，所以结果与材料关系不大，采用均匀的相近参数材质进行分析。
下图是分析中应用的材料参数表：
各种结构机翼重量表：
2.2形变分析结果（形变量扩大2倍）
等轴侧
侧视图
单梁
双梁
双梁单副板
双梁前双副板
双梁前后单副板
双梁前双副板后单副板
全蒙板
前蒙板
变形数据表（cm）：
2.3应力分析结果
等轴侧
单梁
双梁
双梁单副板
双梁前双副板
双梁前后单副板
双梁前双副板后单副板
全蒙板—上表面
全蒙板—下表面
前蒙板—上表面
前蒙板—下表面
最大应力表：
2.4对结果的分析
单梁结构的机翼抗变型能力较差，而且由于结构的不均匀性，会使飞机在飞行中翼尖产生较大的扭曲。
副梁的存在对控制飞机机翼变形和翼尖扭转有非常大的作用。
但是单、双梁结构都会有很大的应力产生在翼根的梁上，而双梁结构的最大应力产生在比较薄弱的副梁上。
所以单、双梁结构都是不合理的。
与前两种结构相比，主梁上的单副板结构在重量分别增加20%和13%的情况下，可以将最大应力减少2/3和1/2，变形量减少3/4和1/2，而机翼扭转也有所减少，应该说副板在飞机结构中是必不可少的。
从分析结果看，主梁双副板结构的主要作用是减小应力在副板上的集中程度，就是对另一块副板进行加强。
在副梁也加副板后，机翼的结构强度不但没有加强，翼尖反而出现了与前几种结构相反方向的扭转，应力和变形都有所增加，这是非常不合理的分布情况。
原因可能是因为副梁太强，导致变形集中而引起结构受力分布情况发生不均匀的变化结果。
由此可见，结构不是越强越好，局部过强可能导致应力分布的不合理。
所以要使用副梁副板来加强机翼，就必须用双副板结构加强主梁，或者减小副梁副板的大小以弱化副梁强度，让应力分布合理化。
全蒙板结构对机翼结构强度的作用是明显的，但是付出的重量代价也是明显的。
而模型飞机中最常见的前蒙板结构虽然可以比全蒙板结构重量减低23%，但是从应力分布情况看并不合理，最大变形和最大应力分别增大1/2和1/3。
可见常用结构并不是很理想。
3设计优化
由以上的分析结论，理想的机翼结构应该有以下特点：
（1）使用双梁结构，可以降低翼尖扭转。
（2）有比较合理的副板布置，翼梁前副板也只延续3个翼肋的长度，再进行燕尾形的过渡。
进一步加强主梁的强度。
副梁副板应当在外段适当减弱，以获得较好的应力分布，所以保留半个机翼长。
由于蒙板应力集中在几根附近，在翼根增加一个翼肋，来分散应力。
（3）由应力分布还可以看出翼肋、副板、蒙板都可以通过优化形状来减轻重量。
从全蒙板机翼的上下表面应力图可以看出机翼蒙板的半椭圆形分配比较合理。
而副板的形状应该是上下三角形，单是由于副板本身材料很少，减掉的重量有限，所以使用燕尾形过渡就行了，这样可以简化工艺。
而翼肋的简化如下图进行详细分析：
由图所示，翼肋中间部分应力很小，可以掏空。
下面是优化后的翼肋形状：
蒙板的简化是以应力的形状为基础的，去掉外侧、后部受力较小的材料。
下图是经过优化设计的机翼结构推荐图：
下面是变形分析图：
这是应力分析图
从图中可以看出，这种结构所使用的材料非常少，重量轻。
而且变形量非常小，而应力分布比较分散，最大应力值也很小。
4分析、理想模型重量、变形、应力表
结构
重量（g）
应力（Kgf/cm2）
形变（dm）
单梁
127.24
149
39.52
双梁
135.89
110.6
23.81
双梁单副板
153.25
57.87
11.58
双梁前双副板
161.95
44.88
9.42
双梁前后单副板
164.93
51.21
11.42
双梁前双副板后但副板
173.63
40.86
8.03
全蒙板
299.1
11.71
2.09
前蒙板
231.85
15.37
3.07
推荐
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