CN109902359A - 飞翼布局无人机族的机体结构优化设计方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种飞翼布局无人机族的机体结构优化设计方法，包括以下步骤：将无人机组的构型分为通用模块和专用模块，其中通用模块中包含不同种类型无人机共用的机身部件结构尺寸，专用模块中包含不同种类型无人机机翼部件结构尺寸；设置不同种类型无人机的气动外形参数化模型、承力构件的受力型式，生成无人机的结构有限元模型并进行静力分析；对无人机的结构有限元模型分别进行通用模块和专用模块优化选出最优设计方案。
Description
技术领域
本发明涉及一种无人机结构设计技术，特别是一种飞翼布局无人机族的机体结构优化设计方法。
背景技术
无人机族是一组无人机型号的集合，其中各型号相互之间有通用的部件或子系统，但各个型号的性能和使用要求不同，以满足不同的任务需求。无人机族策略可以大大缩短研制不同型号无人机的开发周期，有利于降低后期的维护成本，对市场需求有强大的适应力。单一类型的飞翼布局无人机结构优化方法已经比较成熟，但是模块化飞翼布局无人机族的结构设计优化方法还有待进一步探究。
发明内容
本发明的目的在于提供一种飞翼布局无人机族的机体结构优化设计方法，包括以下步骤：将无人机组的构型分为通用模块和专用模块，其中通用模块中包含不同种类型无人机共用的机身部件结构尺寸，专用模块中包含不同种类型无人机机翼部件结构尺寸；设置不同种类型无人机的气动外形参数化模型、承力构件的受力形式，生成无人机的结构有限元模型并进行静力分析；对无人机的结构有限元模型分别进行通用模块和专用模块优化选出最优设计方案。
与传统单一类型无人机机体结构优化设计相比，本发明具有以下优点：(1)利用多学科多目标优化方法，无人机族各型号之间共享通用部件，解决了初始阶段通用模块和专用模块优化参数的定义问题，以及不同类型无人机优化过程中各项约束和参数的数据传递问题；(2)采取二级优化方法，分别定义为通用模块优化层次和专用模块优化层次，提高了优化方法的可靠性，利于扩展飞翼布局飞机产品的用途和类型，满足不同的任务要求，给出一种有效的飞翼布局无人机族结构优化设计方法。
下面结合说明书附图对本发明作进一步描述。
附图说明
图1是飞翼布局无人机族布局方案示意图。
图2是结构二级优化框架示意图。
图3是飞翼布局无人机结构强度分析流程图。
图4是打击型无人机结构有限元模型示意图。
图5是侦察型无人机结构有限元模型示意图。
图6是Isight结构优化集成图。
具体实施方式
一种飞翼布局无人机族的机体结构优化设计方法，包括以下步骤：
步骤1，根据无人机族设计要求，确定无人机族总体构型，分别对通用模块和专用模块结构部件进行划分。
确定无人机族包含两种构型，分别为小展弦比的打击型无人机和大展弦比的侦察型无人机，其中机身作为通用模块共享结构设计变量，两种形态的机翼作为专用模块。通过在机身平台搭配不同展长的机翼完成相应的任务需求，方案示意图如图1所示。
步骤2，根据总体设计方案，提取关键几何参数，运用CATIA二次开发技术分别建立打击型和侦察型无人机的气动外形参数化模型。参数包括无人机的展弦比、梢根比、前缘后掠角、机翼面积。
步骤3，根据无人机结构设计要求，对不同的部件选择合适的受力型式，确定主要承力构件的总体布置方案。由于机身为通用模块，不仅要保证机身外形的一致性，还要保证机身结构布置方案的一致性。无人机结构设计需要先确定整体结构的受力型式，不同的受力型式对应不同的结构布置方案，为了使无人机结构优化尽量接近真实结构的受力情况，在进行结构分析之前，要建立无人机结构布置模型。结构布置主要参数如下：
(1)蒙皮分块和厚度分布；
(2)机身框个数与间距和纵墙的位置；
(3)翼肋数量、间距和布置方向；
(4)机翼梁的数量和位置。
步骤4，分别建立打击型和侦察型无人机的结构有限元模型，经过网格划分、载荷和边界条件施加和物理属性设置后，对两种构型无人机进行静力分析，静力分析的完整流程如图3所示。主要步骤如下：
(1)调用CATIA生成几何外形和结构线框模型，将结构线框模型保存为uav1.igs和uav2.igs。
(2)调用panair气动计算程序，计算气动特性及压力分布，即输入飞行高度，飞行马赫数和俯仰角度三个参数就可以自动计算不同飞行状态下的气动特性；将压力分布保存为TECPLOT格式的Cp.dat文件里。
(3)编写全自动有限元建模PCL程序Structure1.ses和Structure2.ses，调用气动—结构载荷映射程序AeroToStruct.exe，读取Cp.dat文件中的压力分布信息，转化为载荷场格式并添加到Structure1.ses和Structure.ses2中。为了便于结构分析模型在多学科软件isight中集成，使用了基于pcl语言的PATRAN二次开发技术，MSC.Patran&Nastran是美国航空航天局NASA推出的一款结构有限元分析软件，Patran为前处理平台，Nastran为后处理的计算平台。AeroToStruct.exe是用c++编写的，采用插值方法将气动网格数据转化到结构网格上。
(4)调用Structure1.ses和Structure2.ses驱动MSC.Patran进行自动化的结构有限元建模，其中有限元几何模型的建立需要读取含有结构线框信息的Structure.igs文件，建模完成后自动提交bdf格式文件给MSC.Nastran完成静力计算。MSC.Patran是一个基于PCL语言编写的批处理程序，PCL是MSC.Patran运行的脚本语言，直接双击就可以后台调用MSC.Patran。
步骤5，生成完整的打击型和侦察型无人机的结构有限元模型，分别如图3和图4所示，然后添加结构变量和优化参数设置，生成结构优化模型。整个过程均采用PCL语言在Patran环境下实现自动化运行。结构变量是指将结构模型的物理属性设置为可变参数，包括缘条的截面面积，翼梁、翼肋、机身隔框和机身纵墙腹板以及蒙皮的厚度。优化参数是指在Patran中对优化问题进行描述，优化参数包括优化目标(全机结构重量最轻)，优化约束条件(强度和位移约束)，优化方法的选择，最大迭代次数等。在有限元模型基础上定义优化参数得到结构优化模型，可以在Patran软件中手动添加，也可以通过PCL语言定义较复杂的优化模型，提高工作效率，这个方法是现有的。
结构优化的优化目标为打击型或侦察型无人机的整体结构重量最轻，优化变量主要包括蒙皮、梁、机身框和翼肋腹板厚度，以及相应结构上的缘条截面面积；约束条件包括结构件的尺寸约束、强度约束和最大位移约束。
目标函数：全机结构重量最轻；
约束条件：主要包括应力和翼尖最大位移约束，应力约束条件指结构部件的受力情况须小于材料的许用应力，翼尖最大位移约束是指无人机翼尖最大变形须小于全机展长的5％，其中
正应力约束：主要是缘条和支柱结构
剪应力约束：主要是腹板和蒙皮结构
最大位移约束：-5％机翼展长≤h≤5％机翼展长。
将无人机族通用模块作为第一级优化目标，专用模块作为第二级优化目标。提出一种二级优化方法，这种方法能够很好的解决两种构型无人机同时进行结构尺寸的问题。二级优化的基本框架如图2所示，现在对二级优化方法进行简要描述：
飞翼布局无人机族群结构设计优化的目的是获得通用模块的结构参数与专用模块的结构参数及其最佳组合。无人机族群族的结构参数设计问题可表述为：
给定条件：无人机族群外形参数，气动、燃油相关载荷数据
目标函数：Wi(i＝1,2,3)最小
设计变量：Xp结构，Xi结构(i＝1,2,3)
约束条件：型号1结构强度、刚度
型号2结构强度、刚度
型号3结构强度、刚度
其中，Wi(i＝1,2,3)为无人机族中每一种型号的目标函数，通常取全机结构重量；Xp结构表示机身模块的尺寸变量，包括机身蒙皮厚度，机身框腹板厚度和各类缘条截面尺寸，Xi结构表示专用机翼模块的尺寸变量，包含机翼蒙皮厚度，翼梁和翼肋腹板厚度及各类缘条截面尺寸。
二级优化流程通常分成两个层次：第一层次是通用模块的优化(即机身的结构优化)；第二层次是打击型无人机和侦察型无人机专用模块优化(即机翼的结构优化)。使用多学科优化软件Isight进行集成，如图6所示。
两个专用模块采用序列二次规划法，在Patran环境下完成结构优化。序列二次规划是Patran中自带的一种梯度优化算法，求解非线性约束问题速度较快。
通用模块采用改进型非支配解排序遗传算法(Non-dominated Sorting GeneticAlgorithm，NSGAⅡ)进行优化，设置最大迭代次数为240次。该遗传算法是多学科多目标优化软件isight自带的一种优化算法，可以在软件中直接选择。
步骤6，对两次优化结果进行分析，选出无人机族的最佳设计方案。
Claims (6)
1.一种飞翼布局无人机族的机体结构优化设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
将无人机组的构型分为通用模块和专用模块，其中通用模块中包含不同种类型无人机共用的机身部件结构尺寸，专用模块中包含不同种类型无人机机翼部件结构尺寸；
设置不同种类型无人机的气动外形参数化模型、承力构件的受力型式，生成无人机的结构有限元模型并进行静力分析；
对无人机的结构有限元模型分别进行通用模块和专用模块优化选出最优设计方案。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，通用模块中包含的信息至少有：机身的蒙皮厚度、框的腹板厚度、框缘条的横截面积；专用模块中包含的信息至少有机翼蒙皮厚度、翼梁和翼肋的腹板厚度、翼梁缘条和翼肋缘条的横截面积。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，运用CATIA二次开发建立气动外形参数化模型，气动外形参数包括无人机的展弦比、梢根比、前缘后掠角、机翼面积。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，生成无人机的结构有限元模型包括以下步骤：
步骤401，采用CATIA软件生成几何外形和结构线框模型，将结构线框模型保存为uav.igs；
步骤402，调用panair气动计算程序，计算无人的启动特性及压力分布，将压力分布保存为TECPLOT格式的Cp.dat文件里；
步骤403，编写全自动有限元建模PCL程序Structure.ses，调用气动—结构载荷映射程序AeroToStruct.exe，读取Cp.dat文件中的压力分布信息，转化为载荷场格式并添加到Structure.ses中；
步骤404，调用Structure.ses驱动MSC.Patran进行自动化的结构有限元建模，其中有限元几何模型的建立需要读取含有结构线框信息的Structure.igs文件，建模完成后自动提交bdf格式文件给MSC.Nastran完成静力计算。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，通用模块采用改进型非支配解排序遗传算法进行优化；其中
目标函数为无人机重量最小，
设计变量包括机身的蒙皮厚度、框的腹板厚度、框缘条的横截面积，
约束条件为强度和最大位移。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，专用模块采用序列二次规划法进行优化；其中
目标函数：全机结构重量最轻，
设计变量：机翼蒙皮厚度、翼梁和翼肋的腹板厚度、翼梁缘条和翼肋缘条的横截面积，
约束条件：包括应力和翼尖最大位移约束，
正应力约束：缘条和支柱结构部件的受力情况须小于材料的许用应力，
剪应力约束：腹板和蒙皮结构部件的受力情况须小于材料的许用应力，
位移约束：-5％机翼展长≤h≤5％机翼展长。
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