CN117141734A - 一种无人机应急开伞下机体强度设计及验证方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及无人机结构强度设计技术领域，旨在解决现有技术中无人机应急开伞工况下，进行可靠的机体结构强度设计和验证困难的问题，提供一种无人机应急开伞下机体强度设计及验证方法，包括以下步骤：S1：确定无人机应急降落的设计输入及要求；S2：降落伞选型及其安装锚点设计；S3：无人机应急开伞冲击载荷计算；S4：开伞冲击载荷下无人机传力路径和关键承载部件分析；S5：分析无人机应急开伞严重受载工况；S6：进行应急开伞严重工况无人机重心过载及惯性载荷计算；S7：进行应急开伞下锚点组件结构以及无人机机体强度设计计算；S8：根据步骤S1‑S7制定并实施无人机机体静力试验方案，以验证应急开伞下机体结构的强度符合性。

Description

一种无人机应急开伞下机体强度设计及验证方法
技术领域
本发明涉及无人机结构强度设计技术领域，具体涉及一种无人机应急开伞下机体强度设计及验证方法。
背景技术
无人机在飞行中出现失控故障后，为最大程度地保护机体主体结构和机上诸多昂贵设备，降低经济损失，常采用加装降落伞的方式实现应急降落。
基于上述目的，需对无人机进行伞降工况下机体结构强度设计及验证工作。开伞过程中，无人机运动状态复杂，结构受载及其响应均为随时间变化的量，且因无人机的初始状态和质量特性不同而异。现有技术仅在学术层面存有少量探索，且常采用对无人机伞降过程进行全机刚柔耦合动力学仿真分析，继而展开机体结构动强度计算，此类方法是非常耗时、复杂、困难且可信度较低的；另一方面，若对无人机进行全方面的伞降动力学试验研究，各项成本则更大。工程研究及实践表明，开伞工况下，在应急开伞的瞬间，无人机机体结构受载最为严酷，且受载严重部位为降落伞安装锚点及其相关的机体主传力结构；而对于机上大质量设备，安装结构是保证其伞降安全的强度设计对象。基于此，对无人机开展伞降工况下相关结构的强度设计和静力试验验证工作，可有效保证无人机的结构强度符合性。
发明内容
本发明提供一种无人机应急开伞下机体强度设计及验证方法，以解决无人机应急开伞工况下，进行可靠的机体结构强度设计和验证困难的问题，该方法具有较好的工程可实施性，流程清晰，设计方法科学可靠。
本发明的技术方案如下：
本发明提供一种无人机应急开伞下机体强度设计及验证方法，包括以下步骤：
S1：确定无人机应急降落的设计输入及要求；
S2：降落伞选型及其安装锚点设计；
根据步骤S1所确定的设计输入及要求初选降落伞，选择实测投放数据完善的降落伞作为备选降落伞，对各个备选降落伞的相关技术指标进行符合性验算，选定合适的降落伞并确定其相关技术指标，并设计降落伞安装的锚点；
S3：无人机应急开伞冲击载荷计算；
针对步骤S2选定的降落伞，获取降落伞的开伞冲击载荷与开伞速度数据以及降落伞的冲击载荷方向变化范围；根据无人机实际的最大飞行重量、开伞速度，确定无人机应急开伞的最大冲击载荷；根据步骤S2中降落伞锚点的布置情况，考虑多个锚点载荷分布不均匀，计算出单个锚点最大冲击载荷；
S4：开伞冲击载荷下无人机传力路径和关键承载部件分析；
分析无人机传力路径和关键承载部件，确定无人机的主要强度设计对象，主要强度设计对象包括锚点组件结构、锚点安装处的机体结构、无人机机体结构及设备安装结构；
S5：分析无人机应急开伞严重受载工况；
通过建立无人机降落伞安装锚点的吊索连接螺栓冲击载荷模型和锚点安装螺栓受载分析模型，分析确定应急开伞下无人机机体结构的严重受载工况及其状态参数；
S6：进行应急开伞严重工况无人机重心过载及惯性载荷计算；
考虑应急开伞工况下无人机运动角速度和角加速度对部件及设备当地过载的影响，组合无人机各向极限过载，保守计算应急开伞下，悬挂于降落伞锚点下方的无人机各部件及设备的重心过载及惯性载荷；
S7：进行应急开伞下锚点组件结构以及无人机机体强度设计计算；
S8：制定并实施无人机机体静力试验方案；
根据步骤S1-S7制定无人机机体静力试验方案，对无人机机体结构进行应急开伞严重受载工况的静力试验，以验证应急开伞下机体结构的强度符合性。
作为优选的技术方案：
步骤S1包括：
S11：建立无人机全机坐标系；
建立无人机全机坐标系OXYZ：坐标系原点O为无人机机头顶点；X轴垂直于无人机左右对称面并指向无人机的左翼尖；Y轴与航向平行，并以逆航向为正；Z轴与X、Y轴满足右手坐标系，指向上方；
S12：确定无人机应急降落的设计输入；
确定无人机应急降落设计的基本设计输入，包括：无人机最大重量、重心、转动惯量/>、巡航速度/>这些设计参数；
S13：确定无人机应急降落的设计要求；
确定无人机应急降落设计的基本要求，包括：应急降落系统最大重量、无人机开伞峰值过载/>、最大开伞冲击载荷/>、最大开伞速度/>和无人机最大稳定降落速度/>。
作为优选的技术方案：
步骤S2包括：
S21：无人机应急降落伞选型；
S211：初选降落伞；
根据步骤S1所确定的降落伞设计输入及要求，初选降落伞，根据其可适用的最大投放体重量MTOW、开伞速度范围、最大冲击载荷和稳定下降速度/>，选择实测投放数据完善的降落伞作为备选降落伞；
S212：备选降落伞指标符合性验算；
对各个备选的降落伞进行投放指标计算，包括无人机投放后投放体稳定下降落速度、开伞最大冲击载荷/>和开伞峰值过载/>；
投放体稳定下降落速度
；
其中，为空气密度，A降落伞伞衣面积，Cd为降落伞阻力系数，/>为无人机最大飞行重量，/>为无人机最大稳定降落速度；
开伞最大冲击载荷
；
其中，开伞动载系数，/>=0.03，/>为最大开伞速度，/>为最大开伞冲击载荷；
开伞峰值过载
；
其中，为无人机开伞峰值过载；
S213：降落伞选型确定；
根据步骤S211和步骤S212选定验算合格的降落伞并确定相关技术指标；
S22：降落伞安装锚点设计；
S221：确定降落伞安装锚点位置；
在应急开伞情况下，降落伞锚点需承受较大的冲击载荷，将降落伞锚点布置在无人机主传力结构上；
S222：确定降落伞安装锚点数量及分布；
降落伞安装锚点数量根据机体结构承载能力决定的开伞冲击载荷分载需求而进行设置，锚点的数量为2个或4个，将锚点均匀分布在无人机重心周围，对称布置在无人机重心前后两侧；
S223：设计降落伞安装锚点组件结构；
设计锚点组件结构将降落伞与无人机进行连接，锚点组件结构包括C型吊索连接件、锚点安装螺栓、吊索连接螺栓、以及止转机构，锚点安装螺栓连接在C型吊索连接件的两端之间，且锚点安装螺栓的一端还连接止转机构，吊索连接螺栓连接在C型吊索连接件的顶部。
作为优选的技术方案：
步骤S3包括：
S31：获取降落伞的开伞冲击载荷与开伞速度数据；
针对步骤S2选定的降落伞，获取空投试验测试所得的开伞冲击载荷与开伞速度数据，并得到开伞冲击载荷与开伞速度曲线，利用上述开伞冲击载荷与开伞速度曲线，根据无人机最大飞行重量、开伞速度，可查得任何开伞速度/>下的开伞冲击载荷/>，继而确定无人机应急开伞的最大冲击载荷/>；
S32：计算单个锚点最大冲击载荷；
根据无人机降落伞锚点布置情况，在考虑多个锚点载荷分布不均匀后，按下述方式计算单个锚点最大冲击载荷；
无人机重心航前侧单个锚点的最大冲击载荷为
；
无人机重心航后侧单个锚点的最大冲击载荷为
；
S33：确定降落伞的开伞冲击载荷方向；
根据降落伞的实际空投试验统计得出降落伞的冲击载荷方向变化范围，包括在无人机三视图方位下的冲击载荷角度扫略区及角度。
作为优选的技术方案：
步骤S4包括：
无人机遇紧急情况启动应急开伞后，降落伞冲出打开后，降落伞的冲击载荷由伞绳传递至降落伞安装锚点组件结构上，继而传递至无人机机体结构上并进行扩散，因此，应急开伞下，无人机的主要强度设计包括：
对锚点组件结构的强度设计，其包括对C型吊索连接件、锚点安装螺栓、吊索连接螺栓的强度设计，此为重点设计项，还包括对锚点安装螺栓的强度设计，此为核心设计项；
对锚点安装处机体结构的局部强度设计，其包括对锚点安装螺栓孔及其附近机体结构的强度设计，此为重点设计项；
考虑无人机机体结构及设备的惯性载荷，对无人机机体结构及设备安装结构的强度设计。
作为优选的技术方案：
步骤S5包括：
S51：建立降落伞安装锚点受载分析模型；
在应急开伞情况下，对降落伞安装锚点进行受载分析，建立降落伞锚点受载分析简化模型，包括吊索连接螺栓冲击载荷模型和锚点安装螺栓受载分析模型；
S52：进行应急开伞下无人机受载分析；
S521：对开伞冲击载荷的坐标进行分解；
S522：对无人机航向载荷进行分析；
S523：对锚点安装螺栓进行受力分析；
S53：对无人机应急开伞下严重受载工况进行分析；
S54：将无人机应急开伞严重受载工况进行汇总。
作为优选的技术方案：
步骤S51包括：
S511：建立吊索连接螺栓冲击载荷模型；
冲击载荷分析坐标系oxyz的坐标原点o位于吊索连接螺栓的中点，x轴、y轴、z轴平行于全机坐标系OXYZ的坐标轴；降落伞开伞冲击载荷简化为集中载荷作用在吊索连接螺栓的中点处，其在全机坐标系OXYZ下的坐标为/>，其中，开伞冲击载荷/>为步骤S32得到的单个锚点最大冲击载荷Fcj；
开伞冲击载荷的方位角定义为：记开伞冲击载荷/>与yz平面的夹角为b，/>在yz平面的投影与y轴夹角为a；
S512：建立锚点安装螺栓受载分析简化模型；
降落伞安装锚点组件结构与无人机机体上的接头耳片连接，在冲击载荷作用下，锚点安装螺栓与接头耳片的前后两侧剪切面位置附近存在两个接触挤压区域，锚点安装螺栓存在前后两个剪切面，分别记前侧和后侧接触挤压区域的中点位置为点B和点C，锚点安装螺栓对应位置的接触挤压载荷简化为分别作用在点B和点C上的集中载荷；同时，C型吊索连接件的航前侧与锚点安装螺栓配合接触部位中点记为点A，该处锚点安装螺栓的载荷简化为作用在点A的集中载荷；C型吊索连接件的航后侧与锚点安装螺栓配合接触部位中点记为点D，该处锚点安装螺栓的载荷简化为作用在点D的集中载荷；
不考虑锚点航前侧的止转机构承受法向载荷，仅考虑止转机构承受冲击载荷绕锚点安装螺栓轴线的旋转力矩，以防止锚点转动；
开伞冲击载荷的航向载荷分量由C型吊索连接件通过端面挤压机体传递，为单面受载；
步骤S521包括：
对开伞冲击载荷的坐标分解；
在冲击载荷分析坐标系oxyz下，开伞冲击载荷的向量形式为
Fcj_x=Fcj×sinb
Fcj_y=Fcj×cosb×cosa
Fcj_z=Fcj×cosb×sina；
步骤S522包括：
在应急开伞工况下，记无人机的航向受载为Fy，开伞冲击载荷的航向载荷分量由C型吊索连接件通过单侧端面挤压传递至机体上，无人机的航向载荷为
Fy=Fcj_y=Fcj×cosb×cosa；
步骤S523包括：
记锚点安装螺栓点B的载荷分量为Frqz和Frqx，点C的载荷分量为Frhz和Frhx，点A的载荷分量为Fs1z和Fs1x，点D的载荷分量为Fs2z和Fs2x，吊索连接螺栓与锚点安装螺栓轴线距离为L，锚点安装螺栓轴线与止转机构旋转轴线距离为L1，AB长度为，BC长度为/>，CD长度为/>；
开伞冲击载荷的z向分量Fcj_z在锚点安装螺栓的点A和点D产生的z向剪力Fs1z和Fs2z分别为：
Fs1z=Fcj_z/2+Fcj_z×L/(l7+l8+l9)=(Fcj×cosb×sina)/2+Fcj×cosb×cosa×L/(l7+l8+l9)
Fs2z=Fcj_z/2-Fcj_z×L/(l7+l8+l9)=(Fcj×cosb×sina)/2-Fcj×cosb×cosa×L/(l7+l8+l9)；
开伞冲击载荷的x向分量Fcj_x在锚点安装螺栓的点A和点D产生的x向剪力分别为Fs1x和Fs2x，Fs1x和Fs2x因止转机构呈单侧设置而分布不均，设点A的x向承载比例系数为K，则
Fs1x=K×(1+L/L1)×Fcj_x=K×(1+L/L1)×Fcj×sinb
Fs2x=(1-K)×(1+L/L1)×Fcj_x=(1-K)×(1+L/L1)×Fcj×sinb；
其中，记点A的x向承载比例系数为K，K由通过在锚点有限元模型中，在开伞冲击载荷作用点施加单位x向载荷分析得出；
锚点安装螺栓点A的作用力合力的模FA为
FA=；
锚点安装螺栓点D的作用力合力的模FD为
FD=；
由空间力系平衡方程计算锚点安装螺栓点B和点C的载荷，计算方程如下：
∑Fx=Fs1x-Frqx-Frhx+Fs2x=0
∑Fz=Fs1z-Frqz+Frhz-Fs2z=0
∑Mx=-Frqz×l7+Frhz×(l7+l8)-Fs2z×(l7+l8+l9)=0
∑Mz=Frqx×l7+Frhx×(l7+l8)-Fs2x×(l7+l8+l9)=0；
求解上述方程，可得出锚点安装螺栓点B和点C的载荷分量Frqx、Frqz、Frhx、Frhz，则点B的作用力合力的模FB为
点C的作用力合力的模FC为
FC=；
步骤S53包括：
S531：选定降落伞安装锚点严重受载分析对象；
由步骤S3可知，锚点安装螺栓受力最严重工况就是无人机降落伞安装区域机体结构受载最严重工况，即为无人机应急开伞下的严重受载工况之一；
S532：对锚点安装螺栓极值载荷进行分析；
画出锚点安装螺栓点A和点D的载荷合力模二元方程FA、FD的函数图像；
由载荷合力模函数图像得出FA、FD的最大值[FA]max、[FD]max和极值条件a、b值；
并依据步骤S523的方法求解此条件下锚点安装螺栓点B和点C的载荷；
S533：根据步骤S532得到无人机降落伞安装锚点严重受载工况及其状态参数（a，b）；
S534：计算无人机整体各向最大载荷；
由步骤S521的开伞冲击载荷Fcj的坐标分解结果可知，在应急开伞工况下，无人机的航向载荷Fy为
Fy=Fcj_y=Fcj×cosb×cosa；
根据a，b的取值范围，得到无人机的航向载荷Fy的最大值[Fy]max；
无人机的侧向载荷Fx为
Fx=Fcj_x=Fcj×sinb；
根据b的取值范围，得到无人机的侧向载荷Fx的最大值[Fx]max；
无人机的法向载荷Fz为
Fz=Fcj_z=Fcj×cosb×sina；
根据a，b的取值范围，得到无人机的法向载荷Fz的最大值[Fz]max；
步骤S54包括：
汇总由步骤S53得到的无人机在应急开伞下的严重受载工况及其状态参数。
作为优选的技术方案：
步骤S6包括：
S61：计算无人机重心各向极限平动过载；
依据步骤S534分析得出的无人机各向最大载荷，将无人机视为质量点，计算出无人机重心处各向极限平动过载；
开伞瞬间飞机可达最大法向过载为
[nGz]max=[Fz]max/；
飞机可达最大航向过载为
[nGy]max=[Fy]max/；
飞机可达最大侧向过载为
[nGx]max=[Fx]max/；
S62：计算开伞严重工况无人机部件及设备惯性载荷；
飞行器作机动飞行时，需考虑飞行器机动运动的角速度和角加速度对飞行器部件及设备当地过载的影响，飞行器部件及设备当地过载计算公式如下：
；
其中，为飞行器重心处平动过载矢量，/>为飞行器绕轴转动的角加速度矢量，g为重力加速度，/>为飞行器绕轴转动的角速度矢量，/>为飞行器部件及设备相对于飞行器重心的位置向量，/>为飞行器部件及设备重心处的线速度；
组合无人机各向极限过载，保守计算应急开伞下悬挂于锚点下方的无人机各部件及设备的重心过载及惯性载荷；
在全机坐标系OXYZ下，各个开伞严重工况LCi的开伞冲击载荷对过无人机重心的转轴的力矩分量Mxi、Myi、Mzi分别为
Mxi=Fcj_zi(y1-y0)-Fcj_yi(z1-z0)
Myi=Fcj_xi(z1-z0)-Fcj_zi(x1-x0)
Mzi=Fcj_yi(x1-x0)-Fcj_xi(y1-y0)；
其中，i为工况编号；
因此，在开伞冲击载荷作用下，无人机绕通过重心的转轴的转动加速度=()的分量分别为
；
记悬挂于无人机降落伞锚点下方的无人机部件及设备Mp的质量为mp，重心坐标为（xp，yp，zp），p为悬挂于无人机降落伞锚点下方的无人机部件及设备的数量，忽略应急开伞时无人机角速度对开伞瞬间部件及设备当地过载的影响，则各严重受载工况LCi无人机部件及设备的当地过载为
；
其中，无人机重心处平动过载保守取为应急开伞时的各向极限平动过载，即([nGx]max，[nGy]max，[nGz]max)，位置向量/>=(xp-x0，yp-y0，zp-z0)；
各开伞严重工况LCi下，无人机部件及设备的惯性载荷为
；
其中，惯性载荷的作用点为无人机部件及设备的重心。
作为优选的技术方案：
步骤S7包括：
S71：锚点组件结构强度设计计算；
建立无人机降落伞安装锚点组件结构有限元模型，并施加步骤S54所得到的严重受载工况及其载荷，进行锚点组件结构强度设计计算，使锚点组件结构安全裕度大于或等于0；
S72：锚点安装螺栓强度设计计算；
S721：锚点安装螺栓严重工况外载荷计算；
工况1为锚点安装螺栓的严重受载工况，根据步骤S532计算出工况1锚点安装螺栓的外载荷；
S722：锚点安装螺栓剪力弯矩分析；
锚点安装螺栓存在X向和Z向外载荷，螺栓为弯弯组合受力，弯矩分量包括Mx和Mz，截面合弯矩为∑M；
S723：锚点安装螺栓强度设计；
由步骤S722分析出锚点安装螺栓的危险截面，并计算危险截面的最大内力，包括最大剪力和最大合弯矩，计算危险截面第四强度理论复合应力并与螺栓材料强度极限比较，使安全裕度大于或等于0；
S73：无人机机体结构强度设计计算；
S731：建立无人机全机有限元分析模型，模型中包括无人机各部件和设备质量点Mp，质量点赋予质量特性mp，并用多点约束RBE3将各质量点Mp与部件结构的有限元网格节点或设备安装点进行连接，模型中还包括锚点组件结构有限元模型；
S732：降落伞锚点附近机体主传力结构强度设计；
S732a：利用全机有限元模型对无人机降落伞锚点附近机体主传力结构进行各个严重受载工况的结构强度分析；
S732b：约束无人机机身地板结构有限元网格节点平动自由的UXUYUZ，在锚点组件结构的吊索连接螺栓中点位置处施加各工况的开伞冲击载荷Fcj，建立无人机在开伞冲击载荷Fcj下的强度分析模型；
S732c：进行线性静力分析，并依据有限元计算结果对无人机降落伞锚点附近机体主传力结构进行强度设计；
S733：无人机机体结构及设备安装结构强度设计；
S733a：利用全机有限元模型对无人机机体结构及设备安装结构，进行各个严重受载工况的结构强度分析；
S733b：约束无人机降落伞安装锚点处吊索连接螺栓的平动自由度UXUYUZ和转动自由度RXRYRZ，并在无人机各部件及设备质量点Mp施加各个工况的惯性载荷，建立无人机在惯性载荷下的强度分析模型；
S733c：进行线性静力分析，并依据有限元计算结果对无人机机体结构及设备安装结构进行强度设计。
作为优选的技术方案：
步骤S8包括：
S81：选择无人机机体静力试验工况；
机体结构静力试验工况与步骤S54所得到的严重受载工况相同；
S82：实施无人机机体静力试验；
步骤S82包括：
S821：机体结构静强度试验时，参照步骤S732的无人机刚体位移约束方式，在无人机机身地板上放置反配重沙袋，并在起落架轮轴处，对无人机进行试验固定支持；
S822：参照步骤S732的无人机开伞冲击载荷施加方式，通过在降落伞安装锚点处施加开伞冲击载荷Fcj，来实现对无人机静力试验载荷的加载操作；
S823：实施步骤S821和S822的试验件支持和加载方式的机体静力试验，以考核降落伞锚点附近机体主传力结构强度；
S824：再参照步骤S733的无人机刚体位移约束方式，采用特制工装对无人机单侧降落伞安装锚点进行装夹固定支持，以将无人机试验件离地悬挂布置；
S825：参照步骤S733的无人机部件及设备惯性载荷的分散施加方式，通过加沙袋、砝码配重来模拟无人机部件及设备惯性载荷的方式，来实现对无人机静力试验载荷的加载操作；
S826：实施步骤S824和S825的试验件支持和加载方式的机体静力试验，以验证开伞工况下在部件及设备惯性载荷作用下的无人机机体结构强度符合性。
综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：
1、本发明提供的无人机应急开伞下机体强度设计和验证方法，流程简明，设计计算方法科学，逻辑严谨，程序化操作性强，且本方法以工程研究和实践为基础，以试验数据为设计依据，设计结果可靠，具有重要的无人机工程设计实用意义；
2、本发明提供的无人机应急开伞下机体强度设计和验证方法，不以研究无人机应急开伞全运动过程作为确定结构设计载荷的方法，而以降落伞实投测试数据和无人机极限开伞运动状态参数，保守分析无人机应急开伞最大冲击载荷，并据此考虑多点受载不均匀系数后，计算降落伞单个锚点的最大冲击载荷，作为锚点及其安装结构的设计载荷，本方法简化了应急开伞下无人机结构设计载荷的计算方法，降低了工程设计分析的难度，且采用的单个锚点设计载荷偏保守，有利于保证结构设计的安全性；
3、本发明提供的无人机应急开伞下机体强度设计和验证方法，选取无人机应急开伞冲击载荷作用下，机体主传力结构为设计计算对象，并确立核心设计项、重点设计项和一般设计项，逐级区别确定严重受载工况、设计载荷及设计计算方法，本方法通过传力分析和结构关重特性定义，精简了结构设计对象，减少了设计工作量，降低了无人机结构设计的难度；
4、本发明提供的无人机应急开伞下机体强度设计和验证方法，通过建立吊索连接螺栓冲击载荷分析模型和锚点安装螺栓受载分析模型，分析了应急开伞下无人机机体结构的严重受载工况及严重冲击载荷方向，得到的严重受载工况及其组合，可进行应急开伞下无人机机体结构强度的全面设计，且本方法提供的无人机应急降落伞安装结构受载简化模型具有较强普适性，可适用于飞行器各种降落伞安装结构受载分析的抽象化模型；
5、本发明提供的无人机应急开伞下机体强度设计和验证方法，通过组合无人机各向极限载荷，并考虑无人机机动运动的角加速度对无人机当地过载的影响，来保守计算应急开伞下，悬挂于锚点下方的无人机各部件及设备的重心过载及惯性载荷，以进行开伞工况无人机机体结构及设备安装结构的强度设计；
6、本发明提供的无人机应急开伞下机体强度设计和验证方法，采用有限元法和工程设计计算方法相结合，进行应急开伞严重受载工况下的机体结构强度设计，设计方法可靠，并通过设计简易的静力试验方案来验证机体结构的强度符合性，可全面且系统的保证应急开伞工况下无人机的飞行安全。
附图说明
图1为本发明无人机应急开伞下机体强度设计及验证方法的流程图。
图2为本实施例所采用的无人机降落伞的锚点布置图。
图3为本实施例所采用的降落伞安装锚点组件结构的示意图。
图4为本实施例所采用的降落伞的开伞冲击载荷与开伞速度曲线图。
图5为本实施例所采用的降落伞的开伞冲击载荷方向示意图。
图6为本实施例所采用的降落伞的锚点受载分析简化模型图。
图7为锚点安装螺栓点A的载荷FA的示意图。
图8为锚点安装螺栓点D的载荷FD的示意图。
图9为锚点安装螺栓弯矩分量Mx的示意图。
图10为锚点安装螺栓弯矩分量Mz的示意图。
图11为锚点安装螺栓合弯矩∑M的示意图。
图12为本实施例所采用的一种无人机在开伞冲击载荷下的强度分析模型图。
图13为本实施例所采用的一种无人机在惯性载荷下的强度分析模型图。
图标：1-无人机，2-降落伞，3-降落伞锚点，4-无人机重心，5-C型吊索连接件，6-锚点安装螺栓，7-吊索连接螺栓，8-止转机构，9-接头耳片。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
实施例1
如图1所示，本实施例提出一种无人机应急开伞下机体强度设计及验证方法，包括以下步骤：
S1：确定无人机应急降落的设计输入及要求；
S11：建立无人机全机坐标系；
建立无人机全机坐标系OXYZ：坐标系原点O为无人机机头顶点；X轴垂直于无人机左右对称面并指向无人机的左翼尖；Y轴与航向平行，并以逆航向为正；Z轴与X、Y轴满足右手坐标系，指向上方；
S12：确定无人机应急降落的设计输入；
确定无人机应急降落设计的基本设计输入，包括：无人机最大重量、重心/>、转动惯量/>、巡航速度/>等设计参数；
S13：确定无人机应急降落的设计要求；
确定无人机应急降落设计的基本要求，包括：应急降落系统最大重量、无人机开伞峰值过载/>、最大开伞冲击载荷/>、最大开伞速度/>、以及无人机最大稳定降落速度/>。
S2：降落伞选型及其安装锚点设计；
S21：无人机应急降落伞选型；
S211：初选降落伞；
根据步骤S1所确定的降落伞设计输入及要求，对标运用成熟的降落伞，根据其可适用的最大投放体重量MTOW、开伞速度范围、最大冲击载荷和稳定下降速度/>等指标，选择实测投放数据完善的降落伞作为备选方案；
S212：备选降落伞指标符合性验算；
对各个备选的降落伞进行投放指标计算，包括无人机投放后投放体稳定下降落速度、开伞最大冲击载荷/>、开伞峰值过载/>；
投放体稳定下降落速度
；
其中，为空气密度，A降落伞伞衣面积，Cd为降落伞阻力系数，/>为无人机最大飞行重量，/>为无人机最大稳定降落速度；
开伞最大冲击载荷
；
其中，通常开伞动载系数，/>=0.03，/>为最大开伞速度，/>为最大开伞冲击载荷；
开伞峰值过载
；
其中，为无人机开伞峰值过载；
S213：降落伞选型确定；
根据步骤S211和步骤S212选定最为合适的降落伞2类型，并确定相关的产品技术指标；
S22：降落伞安装锚点设计；
S221：确定降落伞安装锚点位置；
在应急开伞情况下，降落伞锚点3需承受较大的冲击载荷，将降落伞锚点3布置在无人机1强度裕度较大的主传力结构上；
S222：确定降落伞安装锚点数量及分布；
降落伞安装锚点数量可根据机体结构承载能力决定的开伞冲击载荷分载需求而进行设置，常采用锚点数量为2个或4个；并将锚点均匀分布在无人机重心4周围，如对称布置在重心前后两侧，如图2所示；
S223：设计降落伞安装锚点组件结构；
设计锚点组件结构将降落伞与无人机进行连接，一般锚点组件结构包括C型吊索连接件5、锚点安装螺栓6、吊索连接螺栓7、以及止转机构8，如图3所示，锚点安装螺栓6连接在C型吊索连接件5的两端之间，且锚点安装螺栓6的一端还连接止转机构8，吊索连接螺栓7连接在C型吊索连接件5的顶部。
S3：无人机应急开伞冲击载荷计算；
S31：获取降落伞的开伞冲击载荷与开伞速度数据；
针对步骤S2选定的降落伞，获取空投试验测试所得的开伞冲击载荷与开伞速度数据，本实施例所采用的一种降落伞的开伞冲击载荷与开伞速度曲线如图4所示，图中x为开伞时飞机飞行速度，单位为km/h；y为开伞动态冲击载荷，单位为kN；
利用上述降落伞的开伞冲击载荷与开伞速度曲线，根据实际的无人机最大飞行重量、开伞速度，可查得任何开伞速度/>下的开伞冲击载荷/>，继而确定无人机应急开伞的最大冲击载荷/>；
S32：计算单个锚点最大冲击载荷；
根据无人机降落伞锚点布置情况，在考虑多个锚点载荷分布不均匀后，按下述方式计算单个锚点最大冲击载荷；
无人机重心航前侧单个锚点的最大冲击载荷为
；
无人机重心航后侧单个锚点的最大冲击载荷为
；
S33：确定降落伞的开伞冲击载荷方向；
根据降落伞的实际空投试验统计得出降落伞的冲击载荷方向变化范围，包括在无人机三视图方位下的冲击载荷角度扫略区及角度，本实施例所采用的降落伞的开伞冲击载荷方向如图5所示。
S4：开伞冲击载荷下无人机传力路径和关键承载部件分析；
无人机遇紧急情况启动应急开伞后，降落伞冲出打开后，降落伞的冲击载荷由伞绳传递至降落伞安装锚点组件结构上，继而传递至无人机机体结构上并进行扩散。因此，应急开伞下，无人机的主要强度设计对象包括：
（1）锚点组件结构强度，包括C型吊索连接件、锚点安装螺栓、吊索连接螺栓的强度设计，为重点设计项，其中锚点安装螺栓强度为核心设计项，且为降落伞应急开伞冲击载荷严重受载情况的分析对象；
（2）锚点安装处机体结构局部强度，主要为锚点安装螺栓孔及附近机体结构强度，为重点设计项；
（3）空中应急开伞状态，悬挂于降落伞锚点下方的无人机机体结构及设备的惯性载荷较大，需进行开伞工况无人机机体结构及设备安装结构强度设计。
S5：无人机应急开伞严重受载工况分析；
S51：建立降落伞安装锚点受载分析模型；
在应急开伞情况下，对降落伞安装锚点进行受载分析，降落伞锚点受载分析简化模型如图6所示，包括吊索连接螺栓冲击载荷模型和锚点安装螺栓受载分析模型；
S511：吊索连接螺栓冲击载荷模型；
如图6所示，冲击载荷分析坐标系oxyz的坐标原点o位于吊索连接螺栓的中点，x轴、y轴、z轴平行于全机坐标系OXYZ的坐标轴；降落伞开伞冲击载荷简化为集中载荷，作用在吊索连接螺栓的中点处，其在全机坐标系OXYZ下的坐标为/>；其中，开伞冲击载荷/>为步骤S32得到的单个锚点最大冲击载荷Fcj；
开伞冲击载荷的方位角定义为：记开伞冲击载荷/>与yz平面的夹角为b，/>在yz平面的投影与y轴夹角为a；
S512：建立锚点安装螺栓受载分析简化模型；
通常，降落伞安装锚点组件结构与无人机机体上的接头耳片9连接，或类似接头的结构连接，该接头耳片9承受降落伞的冲击载荷大，因此耳片厚度很厚，再者加上冲击载荷的方向具有任意性，在冲击载荷作用下，锚点安装螺栓6与机体上的接头耳片9的前后两侧剪切面位置附近存在两个接触挤压区域，锚点安装螺栓6存在前后两个剪切面，分别记前侧和后侧接触挤压区域的中点位置为点B和点C，锚点安装螺栓6对应位置的接触挤压载荷简化为分别作用在点B和点C上的集中载荷；同时，C型吊索连接件5的航前侧与锚点安装螺栓6配合接触部位中点记为点A，该处锚点安装螺栓6的载荷简化为作用在点A的集中载荷；C型吊索连接件5的航后侧与锚点安装螺栓6配合接触部位中点记为点D，该处锚点安装螺栓6的载荷简化为作用在点D的集中载荷；
不考虑锚点航前侧（开敞侧）的止转机构8承受法向载荷，偏保守，仅考虑止转机构8承受冲击载荷绕锚点安装螺栓6轴线的旋转力矩，以防止锚点转动的功用；
开伞冲击载荷的航向载荷分量（y向载荷）由C型吊索连接件5通过端面挤压机体传递，为单面受载；
S52：应急开伞下无人机受载分析；
S521：开伞冲击载荷的坐标分解；
在冲击载荷分析坐标系oxyz下，开伞冲击载荷的向量形式为
Fcj_x=Fcj×sinb
Fcj_y=Fcj×cosb×cosa
Fcj_z=Fcj×cosb×sina；
如图5所示，本实施例所采用的降落伞的冲击载荷方向角a[30°，65°]，b/>[-15°，15°]；
S522：无人机航向载荷分析；
在应急开伞工况下，记无人机的航向受载为Fy，开伞冲击载荷的航向载荷分量（y向载荷）由C型吊索连接件通过单侧端面挤压传递至机体上，无人机的航向载荷为
Fy=Fcj_y=Fcj×cosb×cosa；
S523：降落伞锚点安装螺栓受力分析；
记锚点安装螺栓点B的载荷分量为Frqz和Frqx，点C的载荷分量为Frhz和Frhx，点A的载荷分量为Fs1z和Fs1x，点D的载荷分量为Fs2z和Fs2x，吊索连接螺栓与锚点安装螺栓轴线距离为L，锚点安装螺栓轴线与止转机构旋转轴线距离为L1，AB长度为，BC长度为/>，CD长度为/>；
开伞冲击载荷的z向分量Fcj_z在锚点安装螺栓的点A和点D产生的z向剪力Fs1z和Fs2z分别为
Fs1z=Fcj_z/2+Fcj_z×L/(l7+l8+l9)=(Fcj×cosb×sina)/2+Fcj×cosb×cosa×L/(l7+l8+l9)
Fs2z=Fcj_z/2-Fcj_z×L/(l7+l8+l9)=(Fcj×cosb×sina)/2-Fcj×cosb×cosa×L/(l7+l8+l9)；
开伞冲击载荷的x向分量Fcj_x在锚点安装螺栓的点A和点D产生的x向剪力分别为Fs1x和Fs2x，Fs1x和Fs2x因止转机构呈单侧设置而分布不均，设点A的x向承载比例系数为K，则
Fs1x=K×(1+L/L1)×Fcj_x=K×(1+L/L1)×Fcj×sinb
Fs2x=(1-K)×(1+L/L1)×Fcj_x=(1-K)×(1+L/L1)×Fcj×sinb；
其中，记点A的x向承载比例系数为K，K由通过在锚点有限元模型中，在开伞冲击载荷作用点施加单位x向载荷分析得出，此种方法可以考虑结构刚度对x向载荷分载的影响；
锚点安装螺栓点A的作用力合力的模FA为
FA=；
锚点安装螺栓点D的作用力合力的模FD为
FD=；
由空间力系平衡方程计算锚点安装螺栓点B和点C的载荷，计算方程如下：
∑Fx=Fs1x-Frqx-Frhx+Fs2x=0
∑Fz=Fs1z-Frqz+Frhz-Fs2z=0
∑Mx=-Frqz×l7+Frhz×(l7+l8)-Fs2z×(l7+l8+l9)=0
∑Mz=Frqx×l7+Frhx×(l7+l8)-Fs2x×(l7+l8+l9)=0；
求解上述方程，可得出锚点安装螺栓点B和点C的载荷分量Frqx、Frqz、Frhx、Frhz，则点B的作用力合力的模FB为
点C的作用力合力的模FC为
FC=；
S53：无人机应急开伞下严重受载工况分析；
S531：选定降落伞安装锚点严重受载分析对象；
由步骤S3的无人机传力路径和关键承载部件分析可知，降落伞锚点安装螺栓受力最严重工况，就是无人机降落伞安装区域机体结构受载最严重工况，即为无人机应急开伞下的严重受载工况之一；
S532：锚点安装螺栓极值载荷分析；
画出锚点安装螺栓点A和点D的载荷合力模二元方程FA、FD的函数图像，自变量范围为a[30°，65°]，b/>[-15°，15°]，如图7和图8所示；
由载荷合力模函数图像（图7和图8）得出FA、FD的最大值[FA]max、[FD]max和极值条件a、b值；
并依据步骤S523的方法求解此条件下锚点安装螺栓点B和点C的载荷；
S533：确定降落伞安装锚点严重受载工况；
由图7和图8可知，当冲击载荷Fcj的方位角a=30°，b=±15°时，锚点安装螺栓所受的作用力最大，螺栓受力最严重，机体局部结构受载最严重；
S534：无人机整体各向最大载荷计算；
由步骤S521的开伞冲击载荷Fcj的坐标分解结果可知，在应急开伞工况下，无人机的航向载荷Fy为
Fy=Fcj_y=Fcj×cosb×cosa；
其中，a[30°，65°]，b/>[-15°，15°]，分析可知当b=0°，a=30°时，无人机的航向载荷Fy取得最大值[Fy]max，
[Fy]max=Fcj×cos0°×cos30°=；
无人机的侧向载荷Fx为
Fx=Fcj_x=Fcj×sinb；
其中，b[-15°，15°]，分析可知当b=15°时，无人机的侧向载荷Fx取得最大值[Fx]max，
[Fx]max=Fcj×sin15°=0.26Fcj；
无人机的法向载荷Fz为
Fz=Fcj_z=Fcj×cosb×sina；
其中，a[30°，65°]，b/>[-15°，15°]，分析可知当b=0°，a=30°时，无人机的法向载荷Fz取得最大值[Fz]max，
[Fz]max=Fcj×cos0°×sin65°=Fcj×sin65°=0.91Fcj；
S54：无人机应急开伞严重受载工况汇总；
由步骤S53分析得出，无人机在应急开伞下严重受载工况汇总见表1。
表1应急开伞下无人机严重受载工况
S6：应急开伞严重工况无人机惯性载荷计算；
S61：无人机重心各向极限平动过载计算；
依据步骤S534分析得出的无人机各向最大载荷，将无人机视为质量点，可计算出无人机重心处各向极限平动过载；
开伞瞬间飞机可达最大法向过载为
[nGz]max=[Fz]max/=/>；
飞机可达最大航向过载为
[nGy]max=[Fy]max/=/>；
飞机可达最大侧向过载为
[nGx]max=[Fx]max/=/>；
S62：开伞严重工况无人机部件及设备惯性载荷计算；
飞行器作机动飞行时，需考虑飞行器机动运动的角速度和角加速度对飞行器部件及设备当地过载的影响，飞行器部件及设备当地过载计算公式如下：
；
其中，为飞行器重心处平动过载矢量，/>为飞行器绕轴转动的角加速度矢量，g为重力加速度，通常取9.806m/s2，/>为飞行器绕轴转动的角速度矢量，/>为飞行器部件及设备相对于飞行器重心的位置向量，/>为飞行器部件及设备重心处的线速度，通常飞行器机动飞行的角速度较小，角加速度大，以现存各型飞行器的飞参数据进行定量分析得出，飞行器的角加速度对部件当地过载的影响量大，角速度的影响量小；
组合无人机各向极限过载，保守计算应急开伞下，悬挂于降落伞锚点下方的无人机各部件及设备的重心过载及惯性载荷；
在全机坐标系OXYZ下，各个开伞严重工况LCi(i=1、2、3、4，为工况编号)的，开伞冲击载荷对过无人机重心的转轴的力矩分量Mxi、Myi、Mzi分别为
Mxi=Fcj_zi(y1-y0)-Fcj_yi(z1-z0)
Myi=Fcj_xi(z1-z0)-Fcj_zi(x1-x0)
Mzi=Fcj_yi(x1-x0)-Fcj_xi(y1-y0)；
因此，在开伞冲击载荷作用下，无人机绕通过重心的转轴的转动加速度=()的分量分别为
；
在应急开伞时无人机的角速度小或处于巡航状态无角速度，因而可忽略无人机角速度对开伞瞬间部件及设备当地过载的影响，记悬挂于无人机降落伞锚点下方的无人机部件及设备Mp的质量为mp，重心坐标为（xp，yp，zp），p为悬挂于无人机降落伞锚点下方的无人机部件及设备的数量，则各严重受载工况LCi无人机部件及设备的当地过载为
；
其中，无人机重心处平动过载保守取为应急开伞时的各向极限平动过载，即([nGx]max，[nGy]max，[nGz]max)，位置向量/>=(xp-x0，yp-y0，zp-z0)；/>
各开伞严重工况LCi下，无人机部件及设备的惯性载荷为
；
其中，惯性载荷的作用点为无人机部件及设备的重心。
S7：进行应急开伞下锚点组件结构以及无人机机体强度设计计算；
S71：锚点组件结构强度设计计算；
建立无人机降落伞安装锚点组件结构有限元模型，并施加表1所列的应急开伞下无人机4个严重受载工况及其载荷，进行锚点组件结构强度设计计算，使锚点组件结构安全裕度大于或等于0即可；
S72：锚点安装螺栓强度设计计算；
S721：锚点安装螺栓严重工况外载荷计算；
表1中工况1为锚点安装螺栓的严重受载工况，根据步骤S532计算出工况1锚点安装螺栓的外载荷；
S722：锚点安装螺栓剪力弯矩分析；
锚点安装螺栓存在X向和Z向外载荷，螺栓为弯弯组合受力，弯矩包括Mx和Mz，如图9和图10所示，截面合弯矩∑M=如图11所示，图9-图11中横坐标y为弯矩计算截面距点A的距离，纵坐标分别为锚点安装螺栓内力的弯矩分量Mx和Mz，以及截面合弯矩∑M；
S723：锚点安装螺栓强度设计；
由步骤S722分析可知，锚点安装螺栓的危险截面为点B处截面，B截面内力包括剪力和弯矩，截面B的最大剪力FSB为[FA]max，最大合弯矩[∑MB]max=l7×[FA]max；
计算截面B的最大剪应力和最大弯曲正应力/>：
；
其中，Ф为锚点安装螺栓的直径；
再计算危险截面B的第四强度理论复合应力为，/>；并将其与螺栓材料强度极限/>比较，使安全裕度/>即可；
S73：无人机机体结构强度设计计算；
S731：建立无人机全机有限元分析模型，模型中包括无人机各部件和设备质量点Mp，质量点赋予质量特性mp，并用多点约束RBE3将各质量点Mp与部件结构的有限元网格节点或设备安装点进行连接，模型中还包括锚点组件结构有限元模型；
S732：降落伞锚点附近机体主传力结构强度设计；
S732a：利用全机有限元模型对无人机降落伞锚点附近机体主传力结构，进行表1所列的4个严重受载工况的结构强度分析；
S732b：约束无人机机身地板结构有限元网格节点平动自由的UXUYUZ，在锚点组件结构的吊索连接螺栓中点位置处施加各工况的开伞冲击载荷Fcj，建立无人机在开伞冲击载荷下的强度分析模型，如图12所示；
S732c：进行线性静力分析，并依据有限元计算结果对无人机降落伞锚点附近机体主传力结构进行强度设计；
S733：无人机机体结构及设备安装结构强度设计；
S733a：利用全机有限元模型对无人机机体结构及设备安装结构，进行表1所列的4个严重受载工况的结构强度分析；
S733b：约束无人机降落伞安装锚点处吊索连接螺栓的平动自由度UXUYUZ和转动自由度RXRYRZ，并在无人机各部件及设备质量点Mp施加各个工况的惯性载荷，建立无人机在惯性载荷下的强度分析模型，如图13所示；
S733c：进行线性静力分析，并依据有限元计算结果对无人机机体结构及设备安装结构进行强度设计；
S8：制定并实施无人机机体静力试验方案；
对无人机机体结构进行应急开伞严重受载工况的静力试验，以验证应急开伞下机体结构的强度符合性；
S81：选择无人机机体静力试验工况；
机体结构静力试验工况同表1，静力试验工况数量为4个；
S82：实施无人机机体静力试验；
S821：机体结构静强度试验时，参照步骤S732的无人机刚体位移约束方式，在无人机机身地板上放置反配重沙袋，并在起落架轮轴处，对无人机进行试验固定支持；
S822：参照步骤S732的无人机开伞冲击载荷施加方式，通过在降落伞安装锚点处施加开伞冲击载荷Fcj，来实现对无人机静力试验载荷的加载操作；
S823：实施步骤S821和S822的试验件支持和加载方式的机体静力试验，以考核降落伞锚点附近机体主传力结构强度；
S824：再参照步骤S733的无人机刚体位移约束方式，采用特制工装对无人机单侧降落伞安装锚点进行装夹固定支持，以将无人机试验件离地悬挂布置；
S825：参照步骤S733的无人机部件及设备惯性载荷的分散施加方式，通过加沙袋、砝码等配重来模拟无人机部件及设备惯性载荷的方式，来实现对无人机静力试验载荷的加载操作；
S826：实施步骤S824和S825的试验件支持和加载方式的机体静力试验，以验证开伞工况下在部件及设备惯性载荷作用下的无人机机体结构强度符合性。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种无人机应急开伞下机体强度设计及验证方法，其特征在于：
包括以下步骤：
S1：确定无人机应急降落的设计输入及要求；
S2：降落伞选型及其安装锚点设计；
根据步骤S1所确定的设计输入及要求初选降落伞，选择实测投放数据完善的降落伞作为备选降落伞，对各个备选降落伞的相关技术指标进行符合性验算，选定合适的降落伞并确定其相关技术指标，并设计降落伞安装的锚点；
S3：无人机应急开伞冲击载荷计算；
针对步骤S2选定的降落伞，获取降落伞的开伞冲击载荷与开伞速度数据以及降落伞的冲击载荷方向变化范围；根据无人机实际的最大飞行重量、开伞速度，确定无人机应急开伞的最大冲击载荷；根据步骤S2中降落伞锚点的布置情况，考虑多个锚点载荷分布不均匀，计算出单个锚点最大冲击载荷；
S4：开伞冲击载荷下无人机传力路径和关键承载部件分析；
分析无人机传力路径和关键承载部件，确定无人机的主要强度设计对象，主要强度设计对象包括锚点组件结构、锚点安装处的机体结构、无人机机体结构及设备安装结构；
S5：分析无人机应急开伞严重受载工况；
通过建立无人机降落伞安装锚点的吊索连接螺栓冲击载荷模型和锚点安装螺栓受载分析模型，分析确定应急开伞下无人机机体结构的严重受载工况及其状态参数；
S6：进行应急开伞严重工况无人机重心过载及惯性载荷计算；
考虑应急开伞工况下无人机运动角速度和角加速度对部件及设备当地过载的影响，组合无人机各向极限过载，保守计算应急开伞下，悬挂于降落伞锚点下方的无人机各部件及设备的重心过载及惯性载荷；
S7：进行应急开伞下锚点组件结构以及无人机机体强度设计计算；
S8：制定并实施无人机机体静力试验方案；
根据步骤S1-S7制定无人机机体静力试验方案，对无人机机体结构进行应急开伞严重受载工况的静力试验，以验证应急开伞下机体结构的强度符合性。
2.根据权利要求1所述的无人机应急开伞下机体强度设计及验证方法，其特征在于：
步骤S1包括：
S11：建立无人机全机坐标系；
建立无人机全机坐标系OXYZ：坐标系原点O为无人机机头顶点；X轴垂直于无人机左右对称面并指向无人机的左翼尖；Y轴与航向平行，并以逆航向为正；Z轴与X、Y轴满足右手坐标系，指向上方；
S12：确定无人机应急降落的设计输入；
确定无人机应急降落设计的基本设计输入，包括：无人机最大重量、重心、转动惯量/>、巡航速度/>这些设计参数；
S13：确定无人机应急降落的设计要求；
确定无人机应急降落设计的基本要求，包括：应急降落系统最大重量、无人机开伞峰值过载/>、最大开伞冲击载荷/>、最大开伞速度/>和无人机最大稳定降落速度/>。
3.根据权利要求2所述的无人机应急开伞下机体强度设计及验证方法，其特征在于：
步骤S2包括：
S21：无人机应急降落伞选型；
S211：初选降落伞；
根据步骤S1所确定的降落伞设计输入及要求，初选降落伞，根据其可适用的最大投放体重量MTOW、开伞速度范围、最大冲击载荷和稳定下降速度/>，选择实测投放数据完善的降落伞作为备选降落伞；
S212：备选降落伞指标符合性验算；
对各个备选的降落伞进行投放指标计算，包括无人机投放后投放体稳定下降落速度、开伞最大冲击载荷/>和开伞峰值过载/>；
投放体稳定下降落速度
；
其中，为空气密度，A降落伞伞衣面积，Cd为降落伞阻力系数，/>为无人机最大飞行重量，/>为无人机最大稳定降落速度；
开伞最大冲击载荷
；
其中，开伞动载系数，/>=0.03，/>为最大开伞速度，/>为最大开伞冲击载荷；
开伞峰值过载
；
其中，为无人机开伞峰值过载；
S213：降落伞选型确定；
根据步骤S211和步骤S212选定验算合格的降落伞并确定相关技术指标；
S22：降落伞安装锚点设计；
S221：确定降落伞安装锚点位置；
在应急开伞情况下，降落伞锚点需承受较大的冲击载荷，将降落伞锚点布置在无人机主传力结构上；
S222：确定降落伞安装锚点数量及分布；
降落伞安装锚点数量根据机体结构承载能力决定的开伞冲击载荷分载需求而进行设置，锚点的数量为2个或4个，将锚点均匀分布在无人机重心周围，对称布置在无人机重心前后两侧；
S223：设计降落伞安装锚点组件结构；
设计锚点组件结构将降落伞与无人机进行连接，锚点组件结构包括C型吊索连接件、锚点安装螺栓、吊索连接螺栓、以及止转机构，锚点安装螺栓连接在C型吊索连接件的两端之间，且锚点安装螺栓的一端还连接止转机构，吊索连接螺栓连接在C型吊索连接件的顶部。
4.根据权利要求3所述的无人机应急开伞下机体强度设计及验证方法，其特征在于：
步骤S3包括：
S31：获取降落伞的开伞冲击载荷与开伞速度数据；
针对步骤S2选定的降落伞，获取空投试验测试所得的开伞冲击载荷与开伞速度数据，并得到开伞冲击载荷与开伞速度曲线，利用上述开伞冲击载荷与开伞速度曲线，根据无人机最大飞行重量、开伞速度，可查得任何开伞速度/>下的开伞冲击载荷/>，继而确定无人机应急开伞的最大冲击载荷/>；
S32：计算单个锚点最大冲击载荷；
根据无人机降落伞锚点布置情况，在考虑多个锚点载荷分布不均匀后，按下述方式计算单个锚点最大冲击载荷；
无人机重心航前侧单个锚点的最大冲击载荷为
；
无人机重心航后侧单个锚点的最大冲击载荷为
；
S33：确定降落伞的开伞冲击载荷方向；
根据降落伞的实际空投试验统计得出降落伞的冲击载荷方向变化范围，包括在无人机三视图方位下的冲击载荷角度扫略区及角度。
5.根据权利要求4所述的无人机应急开伞下机体强度设计及验证方法，其特征在于：
步骤S4包括：
无人机遇紧急情况启动应急开伞后，降落伞冲出打开后，降落伞的冲击载荷由伞绳传递至降落伞安装锚点组件结构上，继而传递至无人机机体结构上并进行扩散，因此，应急开伞下，无人机的主要强度设计包括：
对锚点组件结构的强度设计，其包括对C型吊索连接件、锚点安装螺栓、吊索连接螺栓的强度设计，此为重点设计项，还包括对锚点安装螺栓的强度设计，此为核心设计项；
对锚点安装处机体结构的局部强度设计，其包括对锚点安装螺栓孔及其附近机体结构的强度设计，此为重点设计项；
考虑无人机机体结构及设备的惯性载荷，对无人机机体结构及设备安装结构的强度设计。
6.根据权利要求5所述的无人机应急开伞下机体强度设计及验证方法，其特征在于：
步骤S5包括：
S51：建立降落伞安装锚点受载分析模型；
在应急开伞情况下，对降落伞安装锚点进行受载分析，建立降落伞锚点受载分析简化模型，包括吊索连接螺栓冲击载荷模型和锚点安装螺栓受载分析模型；
S52：进行应急开伞下无人机受载分析；
S521：对开伞冲击载荷的坐标进行分解；
S522：对无人机航向载荷进行分析；
S523：对锚点安装螺栓进行受力分析；
S53：对无人机应急开伞下严重受载工况进行分析；
S54：将无人机应急开伞严重受载工况进行汇总。
7.根据权利要求6所述的无人机应急开伞下机体强度设计及验证方法，其特征在于：
步骤S51包括：
S511：建立吊索连接螺栓冲击载荷模型；
冲击载荷分析坐标系oxyz的坐标原点o位于吊索连接螺栓的中点，x轴、y轴、z轴平行于全机坐标系OXYZ的坐标轴；降落伞开伞冲击载荷简化为集中载荷作用在吊索连接螺栓的中点处，其在全机坐标系OXYZ下的坐标为/>，其中，开伞冲击载荷/>为步骤S32得到的单个锚点最大冲击载荷Fcj；
开伞冲击载荷的方位角定义为：记开伞冲击载荷/>与yz平面的夹角为b，/>在yz平面的投影与y轴夹角为a；
S512：建立锚点安装螺栓受载分析简化模型；
降落伞安装锚点组件结构与无人机机体上的接头耳片连接，在冲击载荷作用下，锚点安装螺栓与接头耳片的前后两侧剪切面位置附近存在两个接触挤压区域，锚点安装螺栓存在前后两个剪切面，分别记前侧和后侧接触挤压区域的中点位置为点B和点C，锚点安装螺栓对应位置的接触挤压载荷简化为分别作用在点B和点C上的集中载荷；同时，C型吊索连接件的航前侧与锚点安装螺栓配合接触部位中点记为点A，该处锚点安装螺栓的载荷简化为作用在点A的集中载荷；C型吊索连接件的航后侧与锚点安装螺栓配合接触部位中点记为点D，该处锚点安装螺栓的载荷简化为作用在点D的集中载荷；
不考虑锚点航前侧的止转机构承受法向载荷，仅考虑止转机构承受冲击载荷绕锚点安装螺栓轴线的旋转力矩，以防止锚点转动；
开伞冲击载荷的航向载荷分量由C型吊索连接件通过端面挤压机体传递，为单面受载；
步骤S521包括：
对开伞冲击载荷的坐标分解；
在冲击载荷分析坐标系oxyz下，开伞冲击载荷的向量形式为
Fcj_x=Fcj×sinb
Fcj_y=Fcj×cosb×cosa
Fcj_z=Fcj×cosb×sina；
步骤S522包括：
在应急开伞工况下，记无人机的航向受载为Fy，开伞冲击载荷的航向载荷分量由C型吊索连接件通过单侧端面挤压传递至机体上，无人机的航向载荷为
Fy=Fcj_y=Fcj×cosb×cosa；
步骤S523包括：
记锚点安装螺栓点B的载荷分量为Frqz和Frqx，点C的载荷分量为Frhz和Frhx，点A的载荷分量为Fs1z和Fs1x，点D的载荷分量为Fs2z和Fs2x，吊索连接螺栓与锚点安装螺栓轴线距离为L，锚点安装螺栓轴线与止转机构旋转轴线距离为L1，AB长度为，BC长度为/>，CD长度为/>；
开伞冲击载荷的z向分量Fcj_z在锚点安装螺栓的点A和点D产生的z向剪力Fs1z和Fs2z分别为
Fs1z=Fcj_z/2+Fcj_z×L/(l7+l8+l9)=(Fcj×cosb×sina)/2+Fcj×cosb×cosa×L/(l7+l8+l9)
Fs2z=Fcj_z/2-Fcj_z×L/(l7+l8+l9)=(Fcj×cosb×sina)/2-Fcj×cosb×cosa×L/(l7+l8+l9)；
开伞冲击载荷的x向分量Fcj_x在锚点安装螺栓的点A和点D产生的x向剪力分别为Fs1x和Fs2x，Fs1x和Fs2x因止转机构呈单侧设置而分布不均，设点A的x向承载比例系数为K，则
Fs1x=K×(1+L/L1)×Fcj_x=K×(1+L/L1)×Fcj×sinb
Fs2x=(1-K)×(1+L/L1)×Fcj_x=(1-K)×(1+L/L1)×Fcj×sinb；
其中，记点A的x向承载比例系数为K，K由通过在锚点有限元模型中，在开伞冲击载荷作用点施加单位x向载荷分析得出；
锚点安装螺栓点A的作用力合力的模FA为
FA=；
锚点安装螺栓点D的作用力合力的模FD为
FD=；
由空间力系平衡方程计算锚点安装螺栓点B和点C的载荷，计算方程如下：
∑Fx=Fs1x-Frqx-Frhx+Fs2x=0
∑Fz=Fs1z-Frqz+Frhz-Fs2z=0
∑Mx=-Frqz×l7+Frhz×(l7+l8)-Fs2z×(l7+l8+l9)=0
∑Mz=Frqx×l7+Frhx×(l7+l8)-Fs2x×(l7+l8+l9)=0；
求解上述方程，可得出锚点安装螺栓点B和点C的载荷分量Frqx、Frqz、Frhx、Frhz，则点B的作用力合力的模FB为
点C的作用力合力的模FC为
FC=；
步骤S53包括：
S531：选定降落伞安装锚点严重受载分析对象；
由步骤S3可知，锚点安装螺栓受力最严重工况就是无人机降落伞安装区域机体结构受载最严重工况，即为无人机应急开伞下的严重受载工况之一；
S532：对锚点安装螺栓极值载荷进行分析；
画出锚点安装螺栓点A和点D的载荷合力模二元方程FA、FD的函数图像；
由载荷合力模函数图像得出FA、FD的最大值[FA]max、[FD]max和极值条件a、b值；
并依据步骤S523的方法求解此条件下锚点安装螺栓点B和点C的载荷；
S533：根据步骤S532得到无人机降落伞安装锚点严重受载工况及其状态参数（a，b）；
S534：计算无人机整体各向最大载荷；
由步骤S521的开伞冲击载荷Fcj的坐标分解结果可知，在应急开伞工况下，无人机的航向载荷Fy为
Fy=Fcj_y=Fcj×cosb×cosa；
根据a，b的取值范围，得到无人机的航向载荷Fy的最大值[Fy]max；
无人机的侧向载荷Fx为
Fx=Fcj_x=Fcj×sinb；
根据b的取值范围，得到无人机的侧向载荷Fx的最大值[Fx]max；
无人机的法向载荷Fz为
Fz=Fcj_z=Fcj×cosb×sina；
根据a，b的取值范围，得到无人机的法向载荷Fz的最大值[Fz]max；
步骤S54包括：
汇总由步骤S53得到的无人机在应急开伞下的严重受载工况及其状态参数。
8.根据权利要求7所述的无人机应急开伞下机体强度设计及验证方法，其特征在于：
步骤S6包括：
S61：计算无人机重心各向极限平动过载；
依据步骤S534分析得出的无人机各向最大载荷，将无人机视为质量点，计算出无人机重心处各向极限平动过载；
开伞瞬间飞机可达最大法向过载为
[nGz]max=[Fz]max/；
飞机可达最大航向过载为
[nGy]max=[Fy]max/；
飞机可达最大侧向过载为
[nGx]max=[Fx]max/；
S62：计算开伞严重工况无人机部件及设备惯性载荷；
飞行器作机动飞行时，需考虑飞行器机动运动的角速度和角加速度对飞行器部件及设备当地过载的影响，飞行器部件及设备当地过载计算公式如下：
；
其中，为飞行器重心处平动过载矢量，/>为飞行器绕轴转动的角加速度矢量，g为重力加速度，/>为飞行器绕轴转动的角速度矢量，/>为飞行器部件及设备相对于飞行器重心的位置向量，/>为飞行器部件及设备重心处的线速度；
组合无人机各向极限过载，保守计算应急开伞下悬挂于锚点下方的无人机各部件及设备的重心过载及惯性载荷；
在全机坐标系OXYZ下，各个开伞严重工况LCi的开伞冲击载荷对过无人机重心的转轴的力矩分量Mxi、Myi、Mzi分别为
Mxi=Fcj_zi(y1-y0)-Fcj_yi(z1-z0)
Myi=Fcj_xi(z1-z0)-Fcj_zi(x1-x0)
Mzi=Fcj_yi(x1-x0)-Fcj_xi(y1-y0)；
其中，i为工况编号；
因此，在开伞冲击载荷作用下，无人机绕通过重心的转轴的转动加速度=(/>)的分量分别为
；
记悬挂于无人机降落伞锚点下方的无人机部件及设备Mp的质量为mp，重心坐标为（xp，yp，zp），p为悬挂于无人机降落伞锚点下方的无人机部件及设备的数量，忽略应急开伞时无人机角速度对开伞瞬间部件及设备当地过载的影响，则各严重受载工况LCi无人机部件及设备的当地过载为
；
其中，无人机重心处平动过载保守取为应急开伞时的各向极限平动过载，即/>([nGx]max，[nGy]max，[nGz]max)，位置向量/>=(xp-x0，yp-y0，zp-z0)；
各开伞严重工况LCi下，无人机部件及设备的惯性载荷为
；
其中，惯性载荷的作用点为无人机部件及设备的重心。
9.根据权利要求8所述的无人机应急开伞下机体强度设计及验证方法，其特征在于：
步骤S7包括：
S71：锚点组件结构强度设计计算；
建立无人机降落伞安装锚点组件结构有限元模型，并施加步骤S54所得到的严重受载工况及其载荷，进行锚点组件结构强度设计计算，使锚点组件结构安全裕度大于或等于0；
S72：锚点安装螺栓强度设计计算；
S721：锚点安装螺栓严重工况外载荷计算；
工况1为锚点安装螺栓的严重受载工况，根据步骤S532计算出工况1锚点安装螺栓的外载荷；
S722：锚点安装螺栓剪力弯矩分析；
锚点安装螺栓存在X向和Z向外载荷，螺栓为弯弯组合受力，弯矩分量包括Mx和Mz，截面合弯矩为∑M；
S723：锚点安装螺栓强度设计；
由步骤S722分析出锚点安装螺栓的危险截面，并计算危险截面的最大内力，包括最大剪力和最大合弯矩，计算危险截面第四强度理论复合应力并与螺栓材料强度极限比较，使安全裕度大于或等于0；
S73：无人机机体结构强度设计计算；
S731：建立无人机全机有限元分析模型，模型中包括无人机各部件和设备质量点Mp，质量点赋予质量特性mp，并用多点约束RBE3将各质量点Mp与部件结构的有限元网格节点或设备安装点进行连接，模型中还包括锚点组件结构有限元模型；
S732：降落伞锚点附近机体主传力结构强度设计；
S732a：利用全机有限元模型对无人机降落伞锚点附近机体主传力结构进行各个严重受载工况的结构强度分析；
S732b：约束无人机机身地板结构有限元网格节点平动自由的UXUYUZ，在锚点组件结构的吊索连接螺栓中点位置处施加各工况的开伞冲击载荷Fcj，建立无人机在开伞冲击载荷Fcj下的强度分析模型；
S732c：进行线性静力分析，并依据有限元计算结果对无人机降落伞锚点附近机体主传力结构进行强度设计；
S733：无人机机体结构及设备安装结构强度设计；
S733a：利用全机有限元模型对无人机机体结构及设备安装结构，进行各个严重受载工况的结构强度分析；
S733b：约束无人机降落伞安装锚点处吊索连接螺栓的平动自由度UXUYUZ和转动自由度RXRYRZ，并在无人机各部件及设备质量点Mp施加各个工况的惯性载荷，建立无人机在惯性载荷下的强度分析模型；
S733c：进行线性静力分析，并依据有限元计算结果对无人机机体结构及设备安装结构进行强度设计。
10.根据权利要求9所述的无人机应急开伞下机体强度设计及验证方法，其特征在于：
步骤S8包括：
S81：选择无人机机体静力试验工况；
机体结构静力试验工况与步骤S54所得到的严重受载工况相同；
S82：实施无人机机体静力试验；
步骤S82包括：
S821：机体结构静强度试验时，参照步骤S732的无人机刚体位移约束方式，在无人机机身地板上放置反配重沙袋，并在起落架轮轴处，对无人机进行试验固定支持；
S822：参照步骤S732的无人机开伞冲击载荷施加方式，通过在降落伞安装锚点处施加开伞冲击载荷Fcj，来实现对无人机静力试验载荷的加载操作；
S823：实施步骤S821和S822的试验件支持和加载方式的机体静力试验，以考核降落伞锚点附近机体主传力结构强度；
S824：再参照步骤S733的无人机刚体位移约束方式，采用特制工装对无人机单侧降落伞安装锚点进行装夹固定支持，以将无人机试验件离地悬挂布置；
S825：参照步骤S733的无人机部件及设备惯性载荷的分散施加方式，通过加沙袋、砝码配重来模拟无人机部件及设备惯性载荷的方式，来实现对无人机静力试验载荷的加载操作；
S826：实施步骤S824和S825的试验件支持和加载方式的机体静力试验，以验证开伞工况下在部件及设备惯性载荷作用下的无人机机体结构强度符合性。
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