CN117874928B - 固定翼无人机v型尾翼轻量化设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种固定翼无人机V型尾翼轻量化设计方法，包括：建立V型尾翼的三维模型；利用响应面法对V型尾翼进行轻量化设计；对轻量化后的V型尾翼进行强度分析、模态分析、气动性能分析验证后，得到在满足了强度、结构动态特性及气动性能的同时，获得了较大的轻量化。本发明基于响应面法，对设计得到的V型尾翼的翼展长度、翼肋数量以及蒙皮厚度进行了优化，得到了一种新型V型尾翼构型。

Description

固定翼无人机V型尾翼轻量化设计方法

技术领域

本发明涉及V型尾翼技术领域，特别是一种固定翼无人机V型尾翼轻量化设计方法。

背景技术

V型尾翼由于其出色的气动性能和相对较轻的质量，在大展弦比、长航时的察打一体式无人机上有广泛的应用。其轻量化设计是提升无人机续航时间的主要途径，因此，亟需一种固定翼无人机V型尾翼轻量化设计方法。

发明内容

为解决现有技术中存在的问题，本发明的目的是提供一种固定翼无人机V型尾翼轻量化设计方法，本发明基于响应面法，对设计得到的V型尾翼的翼展长度、翼肋数量以及蒙皮厚度进行了优化，得到了一种新型V型尾翼构型。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案是：一种固定翼无人机V型尾翼轻量化设计方法，包括以下步骤：

步骤1、建立V型尾翼的三维模型；

步骤2、利用响应面法对V型尾翼进行轻量化设计；

步骤3、对轻量化后的V型尾翼进行强度分析、模态分析、气动性能分析验证。

作为本发明的进一步改进，所述步骤1具体如下：

确定V型尾翼的结构、翼型、材料和总体的尺寸参数，根据所述尺寸参数，并利用三维建模软件对V型尾翼进行了建模得到三维模型。

作为本发明的进一步改进，所述V型尾翼的结构为梁式结构，翼型为NACA0012翼型，材料为环氧树脂碳纤维增强材料，所述尺寸参数包括翼展、弦长、展弦比和后掠角。

作为本发明的进一步改进，还包括：利用三维建模软件中的方程功能，对各个尺寸参数进行关联。

作为本发明的进一步改进，所述步骤2具体包括以下步骤：

步骤2.1、设置输入参数与优化目标：使用三维建模软件中的方程功能对尺寸参数进行了关联，使得各个尺寸之间可以相互驱动；设置翼展长度、翼肋数量以及蒙皮厚度作为输入参数；其中，翼展长度的取值范围为1530-2130mm，步长为100mm；翼肋数量的取值范围为16-22，步长为1；蒙皮厚度的取值范围为1.5-2.1mm，设置为连续值；优化目标为V型尾翼结构质量最小，结构总变形量为限制条件，将翼展长度的2.5%设为变形量的上限；

步骤2.2、建立响应面优化模型：

将输入参数设置好后，选择中心组合设计实验法进行实验计算，将联合ANSYS有限元分析软件和SolidWorks三维建模软件两个软件进行仿真；完成实验组的计算后，选用遗传算法型响应面；建立响应面，根据优化目标以及限制条件，进行响应面优化；

步骤2.3、响应面优化结果分析：根据优化目标选取结构质量最低的构型，即展长1730mm，翼肋数量为17个，蒙皮厚度为1.55mm，结构质量为24.784kg。

作为本发明的进一步改进，

所述步骤3具体如下：

通过静力学分析对设计得到的V型尾翼参数进行对比验证，通过模态分析对设计得到的V型尾翼参数进行对比验证，通过外流场分析对设计得到的V型尾翼参数进行对比验证，并通过增材制造手段进行实验验证。

作为本发明的进一步改进，通过静力学分析对设计得到的V型尾翼参数进行对比验证具体如下：

对V型尾翼进行网格划分，将气动力转化为压强作用于V型尾翼的蒙皮表面，在V型尾翼底部施加一个固定约束，在此基础上分析V型尾翼的受力情况，对V型尾翼进行有限元分析，得到其受载时的总变形云图和V型尾翼结构应力云图；在三维建模软件中输入优化得到的尺寸参数，重建模型，得到优化后的V型尾翼三维模型，外载荷与约束条件保持不变，对优化后的V型尾翼进行静力学分析，通过验证V型尾翼的最大变形量和最大应力，来验证V型尾翼的设计是否满足要求。

作为本发明的进一步改进，通过模态分析对设计得到的V型尾翼参数进行对比验证具体如下：

分别将优化前后的V型尾翼结构导入模态分析模块，根据实际情况，对尾翼的底部施加固定约束，对其进行模态分析，通过对比优化前后V型尾翼的各阶振动频率，与激发频率进行对比，确定所设计的V型尾翼不会发生共振。

作为本发明的进一步改进，通过外流场分析对设计得到的V型尾翼参数进行对比验证具体如下：

网格划分：在SolidWorks中建立固定翼无人机模型，将初始V型尾翼结构与优化后的尾翼结构分别安装在固定翼无人机模型上；将模型导入ANSYS中，对模型中设置的近流场区域进行网格尺寸加密，然后完成面网格的划分；

压力与速度以及流线计算结果：进行外流场仿真计算，得到分别安装优化前后V型尾翼固定翼无人机的压力云图、速度矢量图和流线图；

气动性能对比分析：通过后处理软件，输出固定翼无人机的阻力、升力及升阻比数据，验证轻量化后的V型尾翼的气动性能可保持相对稳定。

本发明的有益效果是：

本发明基于响应面法，对设计得到的V型尾翼的翼展长度、翼肋数量以及蒙皮厚度进行了优化，得到了一种新型V型尾翼构型，通过强度校核、模态分析及外流场仿真分析对比，结果表明新得到的V型尾翼在满足强度和结构动态特性要求的同时，气动性能相对稳定，其结构质量相比优化前降低22.88%。最后采用FDM增材制造技术对得到的轻量化V型尾翼进行试制，对比优化前后V型尾翼的质量，变化幅度与仿真基本一致，证明该优化方法可行。

附图说明

图1为本发明实施例中典型双梁式V型尾翼的结构示意图；

图2为本发明实施例中V型尾翼三维模型图；

图3为本发明实施例中V型尾翼外载荷图；

图4为本发明实施例中V型尾翼约束条件示意图；

图5为本发明实施例中V型尾翼总变形云图；

图6为本发明实施例中V型尾翼结构应力云图；

图7为本发明实施例中翼展长度和翼肋数量对质量的响应面的响应面示意图；

图8为本发明实施例中翼展长度和翼肋数量对最大应力的响应面示意图；

图9为本发明实施例中蒙皮厚度和翼肋数量对最大应力的响应面示意图；

图10为本发明实施例中蒙皮厚度和翼展长度对最大应力的响应面示意图；图11为本发明实施例中响应面优化结果示意图；

图12为本发明实施例中优化后V型尾翼总变形云图；

图13为本发明实施例中优化后V型尾翼应力云图；

图14为本发明实施例中计算域切面与固定翼无人机面网格图；

图15为本发明实施例中计算域切面和固定翼无人机体网格图；

图16为本发明实施例中尾翼优化前固定翼无人机压力云图；

图17为本发明实施例中尾翼优化后固定翼无人机压力云图；

图18为本发明实施例中优化前V型尾翼固定翼无人机速度矢量图；

图19为本发明实施例中优化后V型尾翼固定翼无人机速度矢量图；

图20为本发明实施例中优化前V型尾翼固定翼无人机流线图；

图21为本发明实施例中优化后V型尾翼固定翼无人机流线图；

图22为本发明实施例中固定翼无人机整机阻力输出图；

图23为本发明实施例中固定无人机整机力矩图；

图24为本发明实施例中固定翼无人机整机升力示意图；

图25为本发明实施例中固定翼无人机整机升阻比示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

实施例

一种固定翼无人机V型尾翼轻量化设计方法，包括：

1、模型的建立与材料选择：

1.1、V型尾翼结构：

在V型尾翼结构中，梁式结构是一种广泛应用的结构形式之一。与其他的结构形式相比，梁式结构具有纵向梁非常强的特点，而蒙皮相对较弱，几乎所有的载荷都通过蒙皮和翼肋传递到梁上。本实施例中选取的双梁式V型尾翼，该结构的典型样式如图1所示。

1.2、翼型：

V型尾翼的翼型选用NACA0012翼型。NACA翼型是美国国家航空委员会提出的一种翼型类型，有着高升力、低阻力与良好的稳定性。而NACA0012作为一种对称翼型，在工程中常用于无人机尾翼翼型。

1.3、总体参数：

结合工程经验与国内现有先进固定翼无人机V型尾翼的参数，初步设置V型尾翼展长为2.13m。V型尾翼的展弦比一般在3-6之间，展弦比较小的V型尾翼可以提供更高的横向稳定性，而展弦比较大的V型尾翼可以提供更好的机动性能，初步将展弦比设置为4.02。

表1 V型尾翼尺寸参

根据展弦比和翼展确定V型尾翼的弦长为0.53m。较大的后掠角会造成V型尾翼受力变得复杂，并且制造的难度也会增加，因此选用一个较小的后掠角。选用后掠角为4.27°，因为这个后掠角数值同时可以保证翼尖弦长和翼根弦长之比刚好为0.7。确定固定翼无人机V型尾翼的尺寸参数如表1所示。

1.4、模型建立：

基于上述V型尾翼尺寸参数，利用三维建模软件对V型尾翼进行了建模，得到的三维模型如图2所示。

在完成建模后，由于V型尾翼结构的复杂性和多个尺寸参数的存在，手动计算每次尺寸参数效率低下。因此，本实施例对V型尾翼的尺寸进行了参数化处理，以实现灵活修改模型并自动计算出新的尺寸参数值。这样的处理方便了后续的分析和优化工作，将其作为输入参数输入到有限元软件中。在参数化过程中，利用SolidWorks中的方程功能，对各个尺寸参数进行关联，使得这些尺寸参数可以相互联动，从而实现了自动调整的功能。

1.5、材料选择：

表2 环氧树脂碳纤维增强材料力学性能

环氧树脂碳纤维增强材料有着比强度、比模量高的力学性能优势，并且相较于传统材料，它的密度也小很多。所以复合材料正逐步取代传统金属材料在航空领域的应用，作为飞机结构制造的主要材料。设计的固定翼无人机V型尾翼选用的环氧树脂碳纤维增强材料的力学性能如表2所示。

2、V型尾翼静力学分析：

2.1、网格划分：

对V型尾翼进行网格划分，因为在尾翼结构中有大面积的曲面，所以网格单元选用四面体单元。控制网格尺寸为20mm，为V型尾翼结构的每一个面设置面网格，得到V型尾翼有限元网格。共有112429个结点，58420个网格单元。

2.2、外载荷及其简化：

根据目前的研究进展和工程经验，V型尾翼在滚转改出情况下存在一定的安全隐患，而其主要受力结构则为安定面。为了更准确地模拟V型尾翼在实际受载时的情况，需要将气动力转化为压强作用于蒙皮表面。采取这种方法的主要原因是，直接施加气动力在蒙皮上可能导致局部应力过大，从而造成蒙皮破损的风险。鉴于所设计的V型尾翼的尺寸大小，本实施例选择在安定面蒙皮上施加0.003MPa的压力，如图3所示。

2.3、约束条件：

需要注意的是，在实际使用中，V型尾翼是与机身直接固定在一起的，因此可以将其视为悬臂梁进行计算。具体而言，可以在V型尾翼底部施加一个固定约束，在此基础上分析V型尾翼的受力情况。图4所示即为约束条件的示意图。

2.4、V型尾翼有限元分析：

对V型尾翼进行有限元分析，得到其受载时的总变形云图如图5所示，V型尾翼结构应力云图如图6所示。从图中可以看到，最大变形出现在V型尾翼的翼尖，为46.284mm。而根据工程经验，变形量小于翼展的2.5%即为合格，可以得到，大幅小于材料强度。

3、V型尾翼轻量化优化：

3.1、输入参数与优化目标：

通常情况下，在进行V型尾翼结构的优化时，需要考虑的输入参数非常多，例如翼展长度、翼面积、翼弦长、翼肋数量、剖面形状等等。而且，这些参数之间往往存在相互制约和限制的关系，如果将它们全部设为输入参数，就需要进行大量实验，优化的效率非常低下。因为在上述的三维建模过程中，使用三维建模软件中的方程功能对尺寸参数进行了关联，使得各个尺寸之间可以相互驱动。所以在响应面优化中可以不必设置过多的输入参数，这样可以减少实验组数，提高优化效率。

设置翼展长度、翼肋数量以及蒙皮厚度作为输入参数，因为这三个参数对于V型尾翼结构质量的影响相对较大。翼展长度的取值范围为1530-2130mm，步长为100mm；翼肋数量的取值范围为16-22，步长为1；蒙皮厚度的取值范围为1.5-2.1mm，设置为连续值。优化目标为最小的V型尾翼结构质量，最大的结构最大应力值，结构总变形量为限制条件，将翼展长度的2.5%设为变形量的上限。

3.2、建立响应面优化模型：

将输入参数设置好后，选择中心组合设计(Central Composite Design, CCD)实验法，在软件中生成组实验。进行实验计算，将联合ANSYS有限元分析软件和SolidWorks三维建模软件两个软件进行仿真。ANSYS负责进行有限元计算，而SolidWorks负责不同尺寸三维模型的重建。完成实验组的计算后，选用遗传算法型响应面，生成响应面如图7-图10所示；图7中X轴代表翼展长度，Y轴代表翼肋数量，Z轴代表V型尾翼结构质量；图8中X轴代表翼展长度，Y轴代表翼肋数量，Z轴代表V型尾翼最大结构应力；图9中X轴代表蒙皮厚度，Y轴代表翼肋数量，Z轴代表V型尾翼结构质量；图10中X轴代表翼展长度，Y轴代表蒙皮厚度，Z轴代表V型尾翼最大结构应力。

建立响应面，根据优化目标以及限制条件，进行响应面优化，得到参数如图11所示。

3.3、响应面优化结果分析：

响应面优化给出了三种较为接近的结果，蒙皮厚度有略微的区别，取整1.55mm。尾翼的展长为1730mm，翼肋数量为17或18个。根据优化目标选取结构质量最低的一种构型，即展长1730mm，翼肋数量为17个，蒙皮厚度为1.55mm，结构质量为24.784kg。

3.4、优化后V型尾翼静力学分析：

在三维建模软件中输入优化得到的尺寸参数，重建模型，得到优化后的V型尾翼三维模型。工况依旧选择滚转改出危险工况，外载荷与约束条件保持不变，对优化后的V型尾翼进行静力学分析。得到尾翼结构受载时的总变形云图如图12所示，应力云图如图13所示。从图中可看到，最大变形出现在V型尾翼的翼尖，为42.85mm。根据工程经验，变形量小于翼展的2.5%即为合格，可以得到，优化后的V型尾翼变形量满足滚转改出危险工况下的要求。而优化后的V型尾翼受载的最大应力为106.93MPa，小于材料强度。

3.5、优化前后V型尾翼模态分析：

分别将优化前后的V型尾翼结构导入模态分析模块，根据实际情况，对尾翼的底部施加固定约束。对其进行模态分析。

通过模态分析，得到优化前后V型尾翼的振动频率如表3所示。对V型尾翼底部施加了一个固支约束，所以前六阶的模态分析作为主要的研究对象。从表3中可见，在进行优化后，因为V型尾翼的整体尺寸有所减小，所以对应的各阶振动频率都相较与优化前有一定程度的增加。

大型固定翼无人机一般选用多桨叶式螺旋桨，例如五桨叶式螺旋桨，螺旋桨转速在。所以可以得到激发频率/>的范围为200-250Hz，避开了优化前后V型尾翼对应的激发频率，新设计的V型尾翼结构不会发生共振。

表 3 优化前后V型尾翼振动频率

4、外流场仿真分析：

4.1、网格划分：

在SolidWorks中建立一个某型固定翼无人机模型，将初始V型尾翼结构与优化后的尾翼结构分别安装在固定翼无人机模型上。将模型导入ANSYS中，设置计算域的大小为。对模型中设置的近流场区域进行网格尺寸加密，然后完成面网格的划分，模型面网格如图14所示。

从图14中可以看到，因为设置了近流场区域的存在，在进行面网格划分的过程中，在固定翼无人机模型表面的网格都进行了加密处理。因为空气流过固定翼无人机表面时的状态相对比较复杂，将网格加密，这有助于在增加后续仿真计算精度。

设置体网格的类型为Poly-Hexcore。并设置六面体体积填充类型的最大单元长度为0.48，控制六面体核心与几何体之间间隙的层数为1。得到体网格如图15所示。完成体网格的划分后，使用网格质量检查命令检查整体网格质量，均能符合要求。

4.2、压力与速度以及流线计算结果：

进行外流场仿真计算，得到分别安装优化前后V型尾翼固定翼无人机的压力云图如图16和图17所示。

从图16和图17中可以看出，V型尾翼优化前后，对于整机压力的分布没有明显的影响，但整机中的最大压力值发生了一些变化，装有优化前V型尾翼的整机中最大压力为2890Pa，而优化后为2860Pa。因为流体仿真具有偶然性，将迭代次数从200次增加为400次，再次进行外流场仿真，以消除流体仿真的偶然误差，得到的最大压力依然为2890Pa和2860Pa。从压力云图中可以发现，最大压力值出现在机头迎风面的部位，因为它阻碍了流体的流动。这个位置主要受力为风的阻力。优化后该位置的压力值减小，说明风对其作用力减小，可以推断优化后整机阻力有所减小。

分别安装优化前后V型尾翼固定翼无人机的速度矢量图如图18和图19所示，从图18和图19中可知，固定翼无人机表面的气体流速分布与压力分布有一定对应关系，在流速较大的区域，对应压力较小。并且同样对比V型尾翼优化前后，固定翼无人机整机的速度矢量图并没有明显差异。但整机中的最大速度发生了一定的变化，装有优化前V型尾翼的整机中表面最大速度为112m/s，而优化后为110m/s。安装有优化后的V型尾翼的固定翼无人机表面最大速度减小了2m/s。

再得到分别安装优化前后V型尾翼固定翼无人机的流线图如图20和图21所示；从图20和图21可看出，因为无人机表面都较为光滑，气体流过固定翼无人机表面时的流动趋势大致相同，特别是在V型尾翼区域，无论是优化前的V型尾翼，还是优化后的V型尾翼，它们表面的流线都大致相同，并无太大差异。

4.3、气动性能对比分析：

通过后处理软件，将固定翼无人机的阻力输出如图22所示。从图22可见，装有优化后V型尾翼相较于优化前，阻力平均减小了6N左右，占初始阻力的0.75%。优化后阻力的减小刚好印证了整机压力云图中，装有优化后V型尾翼的固定翼无人机整机最大压力相较与优化前减小了30Pa。随着雷诺数的增加，减小的阻力逐渐增大，最大值为7.4N。

输出固定翼无人机的力矩如图23所示。力矩的变化程度与阻力相比，相对大一些。在优化后力矩平均小了左右，占初始力矩的21.8%。造成力矩减小的原因可能是在优化后，V型尾翼的整体尺寸有所减小，对应气动操纵面也对应减小。初始V型尾翼翼展为2130mm，优化后为1730mm，减小长度为400mm，占初始V型尾翼翼展的18.78%。操纵面的减小百分比与力矩减小百分比相差2.92%，原因可能是优化后翼展变短，气动力作用力矩变短，则力矩减小量对应增加。

将固定翼无人机整机的升力以及升阻比输出如图24和图25所示。从图24中可见，装有优化后V型尾翼的固定翼无人机升力对比优化前，平均减小800N左右，占初始升力的7.68%。固定翼无人机的升力大部分由机翼产生，V型尾翼也有部分升力贡献。进行优化后V型尾翼翼展减小，对应产生的升力减小，在机身其他参数保持一致的情况下，整机的升力随之减小。

图25展示的整机升阻比的变化趋势与升力的变化趋势类似，装有优化后V型尾翼的固定翼无人机相较于优化前平均减小了0.85，占初始升阻比的6.5%。在刘文帅等人的研究中，无人机的升阻比范围在9-14之间，优化后V型尾翼的固定翼无人机的升阻比仍在该范围内，满足常规气动性能要求。造成升阻比减小的原因与升力减小的原因相同，都是优化后V型尾翼的展长减小所导致的。

5、FDM增材制造试制：

为了验证V型尾翼轻量化优化是否准确，采用光敏树脂增材制造的方法，对按比例缩放为10%的初始尾翼模型和优化模型进行FDM增材制造。

采用Makerbot公司的METHOD X打印机，将模型的STL文件导入打印机对应的切片软件。

设置填充密度为100%，支撑密度为15%。设置外轮廓的打印速度为30mm/s，以增加尾翼蒙皮表面质量，保证具有良好的光洁度；设置内部填充和支撑的密度为50mm/s，以提高打印效率。

模型完成打印后，去除支撑，并打磨模型表面的粗糙部分，优化前尾翼模型质量为43.3g，优化后质量为33.3g，轻量化优化质量减少10.0g，占初始模型质量的23.09%。仿真计算得到质量减少22.88%，相差0.21%。

本实施例主要完成了一款固定翼无人机V型尾翼的设计与轻量化优化工作，并完成了后续的模态分析，气动性能分析以及模型试制，得到主要结论如下：

(1)设计一款固定翼无人机V型尾翼结构，在危险工况下，尾翼结构最大应力为101.85MPa，最大变形量为46.284mm，使用最大强度和刚度准则进行校核，满足要求。

(2)使用响应面法对固定翼无人机V型尾翼进行目标为结构质量最小的参数优化，得到优化后的结构质量为24.784kg，对比初始结构质量减少7.354kg，占原有结构质量的22.88%。对优化后的固定翼无人机V型尾翼进行危险工况受载下的静力学分析，尾翼结构最大应力为106.93MPa，最大变形量为42.85mm，满足要求。

(3)对优化前后的固定翼无人机V型尾翼进行模态分析，优化后的尾翼结构振动频率有一定程度的上升，但无论是优化前后，固定翼无人机V尾翼都不会发生共振现象。

(4)将优化前后的固定翼无人机V型尾翼分别安装在相同的固定翼无人机模型上进行外流场分析，二者对应的压力、速度以及流线分布几乎相同，对比优化前后整机的性能参数，优化后阻力平均减小了6N，占初始阻力的0.75%；优化后的固定翼无人机V型尾翼的力矩比优化前平均减小了147N·M，占初始力矩大小的21.8%。优化后升力平均减小了800N，占初始升力的7.68%。装有优化后V型尾翼的固定翼无人机相较于优化前平均减小了0.85，占初始升阻比的6.5%。

(5)使用FDM增材制造技术对优化前后的V型尾翼模型进行试制，得到初始模型质量43.3g，优化模型质量33.3g，质量减少10g，占初始模型的23.09%，与仿真结果相差0.21%。

以上所述实施例仅表达了本发明的具体实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对本发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。

Claims (5)

1.一种固定翼无人机V型尾翼轻量化设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1、建立V型尾翼的三维模型；

步骤2、利用响应面法对V型尾翼进行轻量化设计；

步骤3、对轻量化后的V型尾翼进行强度分析、模态分析、气动性能分析验证；

所述步骤3具体如下：

通过静力学分析对设计得到的V型尾翼参数进行对比验证，通过模态分析对设计得到的V型尾翼参数进行对比验证，通过外流场分析对设计得到的V型尾翼参数进行对比验证，并通过增材制造手段进行实验验证；

通过静力学分析对设计得到的V型尾翼参数进行对比验证具体如下：

对V型尾翼进行网格划分，将气动力转化为压强作用于V型尾翼的蒙皮表面，在V型尾翼底部施加一个固定约束，在此基础上分析V型尾翼的受力情况，对V型尾翼进行有限元分析，得到其受载时的总变形云图和V型尾翼结构应力云图；在三维建模软件中输入优化得到的尺寸参数，重建模型，得到优化后的V型尾翼三维模型，外载荷与约束条件保持不变，对优化后的V型尾翼进行静力学分析，通过验证V型尾翼的最大变形量和最大应力，来验证V型尾翼的设计是否满足要求；

通过模态分析对设计得到的V型尾翼参数进行对比验证具体如下：

分别将优化前后的V型尾翼结构导入模态分析模块，根据实际情况，对尾翼的底部施加固定约束，对其进行模态分析，通过对比优化前后V型尾翼的各阶振动频率，与激发频率进行对比，确定所设计的V型尾翼不会发生共振；

通过外流场分析对设计得到的V型尾翼参数进行对比验证具体如下：

网格划分：在SolidWorks中建立固定翼无人机模型，将初始V型尾翼结构与优化后的尾翼结构分别安装在固定翼无人机模型上；将模型导入ANSYS中，对模型中设置的近流场区域进行网格尺寸加密，然后完成面网格的划分；

压力与速度以及流线计算结果：进行外流场仿真计算，得到分别安装优化前后V型尾翼固定翼无人机的压力云图、速度矢量图和流线图；

气动性能对比分析：通过后处理软件，输出固定翼无人机的阻力、升力及升阻比数据，验证轻量化后的V型尾翼的气动性能可保持相对稳定。

2.根据权利要求1所述的固定翼无人机V型尾翼轻量化设计方法，其特征在于，所述步骤1具体如下：

确定V型尾翼的结构、翼型、材料和总体的尺寸参数，根据所述尺寸参数，并利用三维建模软件对V型尾翼进行了建模得到三维模型。

3.根据权利要求2所述的固定翼无人机V型尾翼轻量化设计方法，其特征在于，所述V型尾翼的结构为梁式结构，翼型为NACA0012翼型，材料为环氧树脂碳纤维增强材料，所述尺寸参数包括翼展、弦长、展弦比和后掠角。

4.根据权利要求2或3所述的固定翼无人机V型尾翼轻量化设计方法，其特征在于，还包括：利用三维建模软件中的方程功能，对各个尺寸参数进行关联。

5.根据权利要求4所述的固定翼无人机V型尾翼轻量化设计方法，其特征在于，所述步骤2具体包括以下步骤：

步骤2.1、设置输入参数与优化目标：使用三维建模软件中的方程功能对尺寸参数进行了关联，使得各个尺寸之间可以相互驱动；设置翼展长度、翼肋数量以及蒙皮厚度作为输入参数；其中，翼展长度的取值范围为1530-2130mm，步长为100mm；翼肋数量的取值范围为16-22，步长为1；蒙皮厚度的取值范围为1.5-2.1mm，设置为连续值；优化目标为V型尾翼结构质量最小，结构总变形量为限制条件，将翼展长度的2.5％设为变形量的上限；

步骤2.2、建立响应面优化模型：

将输入参数设置好后，选择中心组合设计实验法进行实验计算，将联合ANSYS有限元分析软件和Sol idWorks三维建模软件两个软件进行仿真；完成实验组的计算后，选用遗传算法型响应面；建立响应面，根据优化目标以及限制条件，进行响应面优化；

步骤2.3、响应面优化结果分析：根据优化目标选取结构质量最低的构型，即展长1730mm，翼肋数量为17个，蒙皮厚度为1.55mm，结构质量为24.784kg。