CN109190262A - 六旋翼无人机机身铺层设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及复合材料无人机结构设计技术领域，特别是一种六旋翼无人机机身铺层设计方法；首先将无人机机身分为旋翼臂、上翼缘、机身侧壁以及机身腹板四大区域；上述区域分别进行铺层优化设计，由以下三阶段铺层优化方法获得，首先进行自由尺寸优化获得各区域上每一层铺层的形状以及每层的厚度，并按照划分的区域形状进行调整，再对其进行尺寸优化得到采用实际材料厚度的各铺层的角度、层数和顺序，最后进行铺层顺序优化通过调整铺层顺序来进一步提高机身整体刚度，最终获得各区域的铺层方案；本发明将无人机机身分成若干区域，各区域再进行铺层优化设计，可以提高设计效率，获得最轻量化、最合理的铺层方案。

Description

六旋翼无人机机身铺层设计方法

技术领域

本发明涉及飞行器结构设计领域，特别是一种六旋翼无人机机身铺层设计方法。

背景技术

随着无人机在工业、农业、以及日常生活中的应用越来越广泛，如何提升无人机的续航里程成为了最受关注的问题之一，而轻量化作为提升续航里程的有效途径成为了该领域的研究热点。复合材料具有质量轻、比强度和比刚度高、可设计性强、耐腐蚀等特点，且易实现一体化制造，现已成为无人机机身最重要的材料。

在民用领域，大部分无人机都为多旋翼无人机，如图1所示的为一款六旋翼无人机。然而目前在无人机机身铺层设计和工艺操作中，大多是凭借工程师的经验，还没有形成一套科学有效的铺层设计方法，特别是由于机身表面较复杂，各区域承载时的力学要求并不一样，如果对整个机身进行统一的铺层设计，不仅效率低，而且实际工艺中铺层也不方便，因此，迫切需要对机身有一个区域划分，在区域定义好后，再对各区域进行铺层优化的方法，不仅可以提高效率，获得较轻的铺层方案，而且在实际产品生产中所获得的铺层方案易于操作。

发明内容

针对以上问题，本发明目的在于提供一种六旋翼无人机机身的铺层设计方法，通过本铺层方案，易于实现铺层模块化；通过本铺层方案的设计方法，可以指导设计人员科学地进行铺层方案设计，从而在满足刚度与强度要求下，实现无人机机身的最理想轻量化设计。

为达到上述功能，本发明提供的技术方案是：

一种六旋翼无人机机身铺层设计方法，包括以下步骤：

步骤1、机身分区，将无人机机身分为旋翼臂、上翼缘、机身侧壁以及机身腹板四大区域；

步骤2、建立机身有限元分析模型；

步骤3、自由尺寸优化，初步得到旋翼臂、上翼缘、机身侧壁以及机身腹板的铺层形状和厚度；

步骤4、对步骤3中得到的各个区域的每一层铺层的厚度和形状进行调整，删除不符合实际制造工艺要求厚度的铺层，并跟据已划分的机身四大区域的形状对其余铺层形状进行调整；

步骤5、对经步骤4调整后的铺层进行尺寸优化，各区域中每一层的铺层厚度优化成实际采用的复合材料厚度，并确定各角度铺层所占百分比，以获得各区域各均匀层的角度、整体层数和顺序；

步骤6、对各区域中铺层顺序进行优化。

优选地，步骤2中，所述有限元模型的初始铺层顺序为[0°/45°/-45°/90°]s且每一层厚度为1mm的超级层模型，同时定义优化过程的设计工况，并预定义最终采用的复合材料厚度为t，其中S为该铺层顺序重复的次数，且每一次重复均与上一轮铺层关于中性面对称。

优选地，所述步骤3中，自由尺寸优化以每个网格单元的厚度作为优化变量，以无人机机身许用变形量和铺层优化准则为约束条件，以无人机机身的质量最小作为目标函数，得到每一层厚度不等、形状也不相同的铺层方案；其数学模型描述为：

其中，n表示有限元模型中网格单元数量，A_j表示第j个网格单元的面积，T_totalj表示第j个单元的整体厚度，ρ表示复合材料的密度，P表示机身许用变形量，T_ij为第j个单元i角度的铺层厚度之和，T_{ij_sym}为第j个单元关于铺层中性面对称的i角度铺层厚度，T_{ij_yz}、T_{ij_xz}、T_{ij_z}分别为第j个单元关于yz平面对称、xz平面对称、z轴中心对称的i角度铺层厚度。

优选地，所述步骤5中，对铺层进行尺寸优化是指以各区域铺层厚度作为优化变量，T_sai-W_u强度指数以及在设计工况下机身许用变形量为约束条件，无人机机身质量最小为目标函数，将自由尺寸优化后各区域中每一层的铺层厚度优化成实际采用的复合材料厚度，并确定各角度铺层所占百分比，以获得的各区域各铺层的角度、整体层数和顺序，其数学模型如下：

式中：N为整体一半的铺层层数，A_k为每一层铺层的面积，T_k为每一层铺层的厚度，T_±45m为±45°铺层中铺层形状m的厚度，x为不同形状的铺层的数量，ρ为复合材料密度，P为机身许用变形量，F_index为T_sai-W_u强度指数。

优选地，所述步骤6中对各区域铺层顺序进行优化是指对尺寸优化后各区域的铺层顺序进行调整，在不改变机身质量的情况下提高无人机机身的刚度以及表面抗磨损等性能；其数学模型如下：

Min compliance

式中：Compliance指的是柔度，它是刚度的倒数，θ_km为铺层形状m的第k层的角度，θ_{km_sym}为相应的对称铺层的角度，n为对应铺层形状区域的总铺层数的一半，SUCC_max为同一纤维方向的最大连续铺层数，Cover₁、Cover₂分别为结构表面第一层和第二层的铺层角度，铺层角度关于中性面对称可以防止加工过程出现翘曲变形，避免相同角度铺层连续铺设超过四层可以避免出现应力集中和内部微裂纹，结构表面铺层采用±45°铺层是能有效提升结构表面的损伤容限特性。

优选地，所述设计工况是指无人机在发生急坠时，每个螺旋桨以最大拉力推动无人机上升的过程中，无人机机身承受整机重力载荷以及施加在机臂上的拉力载荷。

优选地，所述铺层优化准则是指复合材料的铺层角度关于中性面对称、±45°铺层成对存在、且每一种方向的铺层数都占10％以上。

优选地，所述T_sai-W_u强度指数是根据步骤5中应力情况并将其代入T_sai-W_u张量理论，计算复合材料层合板的T_sai-W_u指数，T_sai-W_u强度指标的计算公式为：

其中，X_t为复合材料纵向拉伸强度极限，X_c为复合材料纵向压缩强度极限，Y_t为复合材料横向拉伸强度极限，Y_c为横向压缩强度极限，S为抗剪强度极限，σ_x为纤维横向应力，σ_y为纤维纵向应力，τ_xy为切应力，F_i、F_ij(i,j＝1,2,6)为材料的强度参数。

本发明的有益效果在于：

1、本发明提供的无人机机身分区方案，通过将无人机机身划分成四大区域，可以减小材料准备的难度，使得最终的实际加工过程简单、高效，更利于产品的大批量生产；

2、本发明提供的三阶段的铺层设计优化方法，通过自由尺寸优化和自由优化可以获得满足性能要求下最轻的铺层方案(各铺层角度、层数和顺序)，通过顺序优化可保持在整体机身质量不变的情况下提高其性能，最终获得性能最好、最轻质的铺层方案；

3、本发明考虑了最大变形量、T_sai-W_u强度指数、铺层设计准则等多个约束，改变了传统设计只考虑最大变形量的单一刚度约束条件；优化得到的铺层方案更加符合实际的工程应用需求。

附图说明

图1为六旋翼无人机机身的立体图；

图2为图1另一个视角的视图；

图3为本发明铺层设计方法的流程图；

图4为无人机机身分成四大区域的结构示意图；

图5为无人机机身的四分之一机身的剖视图；

图6为无人机机身优化过程设计工况示意图；

图7-1为自由尺寸优化后一铺层的结构示意图；

图7-2为图7-1该铺层调整后的结构示意图；

图8-1为上翼缘经自由尺寸优化、调整后铺层的层数和方向的示意图；

图8-2为上翼缘经尺寸优化后铺层的层数和方向的示意图；

图8-3为上翼缘经铺层顺序优化后铺层的层数和方向的示意图。

具体实施方式

下面结合附图1至附图8-3对本发明作进一步阐述：

本实施例中的所述的六旋翼无人机机身如图1、图2所示，其是一种多旋翼无人机机身，机身整体呈椭圆形结构。

如图3所示的是一种六旋翼无人机机身铺层设计方法的步骤流程图，以下是对整个无人机机身分区及铺层设计的详细描述：

首先进行机身分区，根据无人机结构受力特点和加工过程中纤维的顺向性将无人机机身分为旋翼臂1、上翼缘2、机身侧壁3以及机身腹板4四大区域，如图4所示。

接着，建立机身有限元分析模型，在HyperMesh中建立复合材料六旋翼无人机机身有限元模型，为保证有限元模型和几何模型一样左右前后对称，先选取四分之一模型(如图5所示)进行网格划分，再通过两次复制得到左右前后对称的网格模型；在本实施例中，整个无人机机身的网格模型的网格单元数量n为22552个，并且左右前后对称。在本实施例中，无人机机身采用T700/3234碳纤维复合材料，材料的密度ρ为1530kg/m³，每层材料厚度t＝0.15mm；材料参数为：纵向拉伸模量135000MPa，横向弹性模量为9030MPa，剪切模量为4650MPa，泊松比0.33，并定义0°铺层方向。材料纵向拉伸强度X_t为2270MPa，纵向压缩强度X_c为851MPa，横向拉伸强度Y_t为42.3MPa，横向压缩强度Y_c为138MPa，剪切强度S为67.4MPa。

定义碳纤维复合材料机身初始厚度顺序为[0°/45°/-45°/90°]s，其中每一层厚度为1mm，并预定义最终采用的复合材料厚度为t，s为该铺层顺序重复的次数，在本实施例中，s为2，t为0.15mm。

设定优化过程无人机设计工况为：无人机飞行过程中电机突然停转，飞控手立即把电机加到最大功率。此时机身主要承受自身重力G以及旋翼升力的载荷F，如图6所示。

以每个单元的厚度作为优化变量，以设计工况下机身许用变形量P不大于3mm以及铺层优化准则为约束条件，以无人机机身质量最小为目标函数建立铺层自由尺寸优化模型进行铺层自由尺寸优化，由于无人机机身前后、左右对称，因此在本实施例中，我们选取如图5所示的四分之一机身进行计算，其数学模型如以下公式所述：

其中A_j表示第j个网格单元的面积；T_totalj表示第j个单元的整体厚度；T_ij为第j个单元i的铺层厚度之和；T_{ij_sym}为第j个单元关于铺层中性面对称的i角度铺层厚度T_{ij_yz}、T_{ij_xz}、T_{ij_z}分别为第j个单元关于yz平面对称、xz平面对称、z轴中心对称的i角度铺层厚度。上述数学模型揭示了本发明的铺层优化准则，即复合材料的铺层角度关于中性面对称、±45°铺层成对存在、且每一种方向的铺层数都占10％以上。

经过上述自由尺寸优化，得到旋翼臂1、上翼缘2、机身侧壁3以及机身腹板4这四大区域的初次优化铺层方案，在该初次优化铺层方案中每一铺层的形状、厚度均不相同，但每种纤维方向铺层占总铺层比例均大于10％且铺层相对中性面对称。

对经自由尺寸优化后的无人机机身每一层铺层的形状按预先划分的区域形状进行调整，删减过于细小、不符合实际制造工艺的铺层形状，减小下一步加工过程中材料准备的难度，同时也可以提升加工铺层的效率。如图7-1所示的是经自由尺寸优化后的其中一铺层的结构示意图，图7-2所示的是经调整修补后该铺层的结构示意图。

对按划分区域形状调整修补后的碳纤维复合材料无人机机身进行尺寸优化，以各区域铺层厚度作为优化变量，每个单元的T_sai-W_u强度指数小于1以及机身变形量P不超过3mm为约束条件，无人机机身质量最小为目标函数建立数学模型，如下公式所述：

式中：16为整体一半的铺层层数，它是由最初定义的铺层[0°/45°/-45°/90°]₂分散得来，最初设定的每一层铺层经自由尺寸优化后都将分成相同角度不同形状的四层铺层，由于本实施例最初设定的关于中性面对称的层数为4层，所以经自由尺寸优化后，整体一半的铺层层数为16；由于铺层关于中性面对称，所以只需取一半铺层进行计算；A_k为每一层铺层的面积，T_k为每一层铺层的厚度；m是不同形状的铺层，在本实施例中如图5所示，机身分成8大部分，因此m的最大值为8；F_index为T_sai-W_u强度指数。

T_sai-W_u强度指标的计算公式为：

其中，X_t为复合材料纵向拉伸强度极限，X_c为复合材料纵向压缩强度极限，Y_t为复合材料横向拉伸强度极限，Y_c为横向压缩强度极限，S为抗剪强度极限，σ_x为纤维横向应力，σ_y为纤维纵向应力，τ_xy为切应力，F_i、F_ij(i,j＝1,2,6)为材料的强度参数。

通过提取每个单元在预定工况下的横向应力σ_x，纵向应力σ_y以及切应力τ_xy以此计算在受载情况下复合材料层合板的T_sai-W_u强度指数F_index，并在优化过程中始终保持每个单元的T_sai-W_u强度指数F_index小于1，复合材料层合板在这里指的是包含有不同角度铺层的有限元单元。

通过将自由尺寸优化后各区域中每一层的铺层厚度优化为实际采用的复合材料厚度，并确定各角度铺层所占百分比，以获得采用相同厚度T700/3234碳纤维复合材料的机身各区域各铺层的角度、整体层数和顺序；为了便于说明描述，我们把图5所示的四分之一无人机机身根据铺层设计的结果细分为旋翼臂1-1和1-2、上翼缘2-1、2-2、2-3以及机身侧壁3-1和3-2、机身腹板4等八个部分。其中以机身上翼缘2-3为例，图8-1所示的是自由尺寸优化后再经调整后的铺层的层数及铺层中复合材料的纤维方向(图中箭头所示)，其中90°铺层的厚度是0.96mm，45°铺层的厚度是0.99mm，0°铺层的厚度是0.27mm，-45°铺层的厚度是1.05mm，图8-2所示是其尺寸优化后的结果,其中每一铺层的厚度都为0.15mm。

以所有铺层的顺序为设计变量，进一步对尺寸优化后所获得的铺层三要素(角度、层数和顺序)中的铺层顺序进行调整，在保持整体机身质量不变的情况下提高复合材料机身刚度以及表面抗磨损等性能，其数学模型如下公式所述；

Min compliance

式中：Compliance指的是柔度，它是刚度的倒数，θ_km为铺层形状m的第k层的角度，θ_{km_sym}为相应的对称铺层的角度，n为对应铺层形状区域的总铺层数的一半，SUCC_max为同一纤维方向的最大连续铺层数，Cover₁、Cover₂分别为结构表面第一层和第二层的铺层角度，m是不同形状的铺层，在本实施例中如图5所示，机身分成8大部分，因此m的最大值为8，即总共有8个不同形状的铺层。经本方法调整铺层顺序后，能有效防止加工过程出现翘曲变形，避免出现应力集中和内部微裂纹，有效提升结构表面的损伤容限特性。同样以机身上翼缘区域2-3为例，其铺层顺序优化后的结果如图8-3所示，需要说明的是由于铺层关于中性面对称，因此图8-1、8-2、8-3只显示铺层数的一半。

通过以上三阶段的铺层设计优化方法，以此确定各区域铺层的层数、每一层的厚度、铺层角度分布，即得复合材料六旋翼无人机分区铺层方案。该方案包括旋翼臂1-1和1-2、上翼缘2-1、2-2、2-3以及机身侧壁3-1和3-2、机身腹板4等八个部分铺层。

其中各区域铺层顺序如下表所示，每一层铺层的厚度均为0.15mm，S＝2表示下表所述铺层顺序一共重复两次，第二轮铺层与第一轮铺层关于中性面对称重复。

本发明的三阶段的铺层设计优化方法，通过自由尺寸优化和尺寸优化可以获得满足性能要求下最轻的铺层方案(各铺层角度、层数和顺序)，通过调整铺层顺序可保持在整体机身质量不变的情况下提高其性能，最终获得性能最好、最轻质的铺层方案。

采用上述设计方法所获得的机身铺层方案较原始设计方案轻量化效果明显，质量下降了50％左右，且具有足够的刚度，如下表所示：

通过上述得出的各区域铺层方案，在实际生产中按照划分的各区域铺层形状对复合材料进行裁剪、铺料、成形，即可高效生产本发明的六旋翼无人机机身。

以上所述实施例，只是本发明的较佳实例，并非来限制本发明的实施范围，故凡依本发明申请专利范围所述的构造、特征及原理所做的等效变化或修饰，均应包括于本发明专利申请范围内。

Claims (8)

1.一种六旋翼无人机机身铺层设计方法，其特征在于：包括以下步骤：

步骤1、机身分区，将无人机机身分为旋翼臂、上翼缘、机身侧壁以及机身腹板四大区域；

步骤2、建立机身有限元分析模型；

步骤3、自由尺寸优化，初步得到旋翼臂、上翼缘、机身侧壁以及机身腹板的铺层形状和厚度；

步骤4、对步骤3中得到的各个区域的每一层铺层的厚度和形状进行调整，删除不符合实际制造工艺要求厚度的铺层，并跟据已划分的机身四大区域的形状对其余铺层形状进行调整；

步骤5、对经步骤4调整后的铺层进行尺寸优化，各区域中每一层的铺层厚度优化成实际采用的复合材料厚度，并确定各角度铺层所占百分比，以获得各区域各均匀层的角度、整体层数和顺序；

步骤6、对各区域中铺层顺序进行优化。

2.如权利要求1所述的六旋翼无人机机身铺层设计方法，其特征在于：步骤2中，所述有限元模型的初始铺层顺序为[0°/45°/-45°/90°]s且每一层厚度为1mm的超级层模型，同时定义优化过程的设计工况，并预定义最终采用的复合材料厚度为t，其中s为该铺层顺序重复的次数，且每一次重复均与上一轮铺层关于中性面对称。

3.如权利要求1所述的六旋翼无人机机身铺层设计方法，其特征在于：所述步骤3中，自由尺寸优化以每个网格单元的厚度作为优化变量，以无人机机身许用变形量和铺层优化准则为约束条件，以无人机机身的质量最小作为目标函数，得到每一层厚度不等、形状也不相同的铺层方案；其数学模型描述为：

其中，n表示有限元模型中网格单元数量，A_j表示第j个网格单元的面积，T_totalj表示第j个单元的整体厚度，ρ表示复合材料的密度，P表示机身许用变形量，T_ij为第j个单元i角度的铺层厚度之和，T_{ij_sym}为第j个单元关于铺层中性面对称的i角度铺层厚度，T_{ij_yz}、T_{ij_xz}、T_{ij_z}分别为第j个单元关于yz平面对称、xz平面对称、z轴中心对称的i角度铺层厚度。

4.如权利要求1所述的六旋翼无人机机身铺层设计方法，其特征在于：所述步骤5中，对铺层进行尺寸优化是指以各区域铺层厚度作为优化变量，T_sai-W_u强度指数以及在设计工况下机身许用变形量为约束条件，无人机机身质量最小为目标函数，将自由尺寸优化后各区域中每一层的铺层厚度优化成实际采用的复合材料厚度，并确定各角度铺层所占百分比，以获得的各区域各铺层的角度、整体层数和顺序，其数学模型如下：

式中：N为整体一半的铺层层数，A_k为每一层铺层的面积，T_k为每一层铺层的厚度，T_±45m为±45°铺层中铺层形状m的厚度，x为不同形状的铺层的数量，ρ为复合材料密度，P为机身许用变形量，F_index为T_sai-W_u强度指数。

5.如权利要求1所述的六旋翼无人机机身铺层设计方法，其特征在于：所述步骤6中对各区域铺层顺序进行优化是指对尺寸优化后各区域的铺层顺序进行调整，其数学模型如下：

Min compliance

式中：Compliance指的是柔度，它是刚度的倒数，θ_km为铺层形状m的第k层的角度，θ_{km_sym}为相应的对称铺层的角度，n为对应铺层形状区域的总铺层数的一半，SUCC_max为同一纤维方向的最大连续铺层数，Cover₁、Cover₂分别为结构表面第一层和第二层的铺层角度。

6.如权利要求2所述的六旋翼无人机机身铺层设计方法，其特征在于：所述设计工况是指无人机在发生急坠时，每个螺旋桨以最大拉力推动无人机上升的过程中，无人机机身承受整机重力载荷以及施加在机臂上的拉力载荷。

7.如权利要求3所述的六旋翼无人机机身铺层设计方法，其特征在于：所述铺层优化准则是指复合材料的铺层角度关于中性面对称、±45°铺层成对存在、且每一种方向的铺层数都占10％以上。

8.如权利要求4所述的六旋翼无人机机身铺层设计方法，其特征在于：所述T_sai-W_u强度指数是根据步骤5中应力情况并将其代入T_sai-W_u张量理论，计算复合材料层合板的T_sai-W_u指数，T_sai-W_u强度指标的计算公式为：

其中，X_t为复合材料纵向拉伸强度极限，X_c为复合材料纵向压缩强度极限，Y_t为复合材料横向拉伸强度极限，Y_c为横向压缩强度极限，S为抗剪强度极限，σ_x为纤维横向应力，σ_y为纤维纵向应力，τ_xy为切应力，F_i、F_ij(i,j＝1,2,6)为材料的强度参数。