本發(fā)明涉及一種無人機(jī)的有限元分析，特別是實現(xiàn)對小型無人機(jī)復(fù)合材料鋪層的仿真，及極限強(qiáng)度和屈曲穩(wěn)定性的計算。
背景技術(shù)：
：復(fù)合材料具有各向異性和可設(shè)計性強(qiáng)的特點，只有根據(jù)結(jié)構(gòu)特點更好地進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計，才能更高效地滿足設(shè)計要求。對于金屬結(jié)構(gòu)來說，由于具有各向同性的特點，可以同時完成筋條位置、形式以及厚度優(yōu)化分析，而對于復(fù)合材料來說，由于具有各向異性的特點，其結(jié)構(gòu)形式是一層層鋪設(shè)，每層角度都有可能不同，無法直接進(jìn)行筋條位置、形式以及鋪層角度、厚度優(yōu)化分析，因此現(xiàn)有的復(fù)合材料加筋壁板結(jié)構(gòu)優(yōu)化分析方法，僅僅是在設(shè)計人員將復(fù)合材料加筋布置好以后，強(qiáng)度分析人員對結(jié)構(gòu)的鋪層進(jìn)行優(yōu)化。由于筋條布置主要依靠設(shè)計人員經(jīng)驗進(jìn)行布置，不能充分發(fā)揮復(fù)合材料的優(yōu)越性。中國專利申請(申請?zhí)枺篶n201510860055)公開了一種探月飛行器構(gòu)型復(fù)雜的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的分析方法，該方法包括s1：建立推進(jìn)儀器艙體整體結(jié)構(gòu)的有限元模型；s2：定義各結(jié)構(gòu)部件的材料，對結(jié)構(gòu)中的復(fù)合材料進(jìn)行建模；s3：設(shè)置預(yù)設(shè)載荷工況并提交進(jìn)行運算，然后：輸出承力球冠的應(yīng)力應(yīng)變結(jié)果，進(jìn)入步驟s4；輸出承力球冠的位移結(jié)果，進(jìn)入步驟s5；s4：利用所述應(yīng)力應(yīng)變結(jié)果對強(qiáng)度進(jìn)行分析，查看其是否滿足設(shè)計要求；s5：利用所述位移結(jié)果作為邊界，進(jìn)行穩(wěn)定性分析，查看其是否滿足設(shè)計要求；完成步驟s4和s5后，若均滿足設(shè)計要求，則進(jìn)入步驟s6；s6：針對承力球冠在整體結(jié)構(gòu)中的傳力及承載，進(jìn)行整體結(jié)構(gòu)實際載荷工況的試驗驗證；s7：針對單獨承力球冠進(jìn)行靜力試驗驗證。中國專利申請(申請?zhí)枺篶n201610705759)公開了一種基于無人機(jī)的載荷艙門強(qiáng)度分析，該分析方法包括步驟1：載荷艙門有限元強(qiáng)度分析，對作為分析對象的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)進(jìn)行幾何描述，建立載荷艙門有限元模型并進(jìn)行載荷艙門有限元強(qiáng)度分析，同時測量實機(jī)翼加速度信息以及飛機(jī)身上關(guān)鍵點的加速度和應(yīng)變信息；步驟2：載荷艙門有限元強(qiáng)度分析結(jié)構(gòu)以矢量形式保存，將載荷艙門應(yīng)力分析得到的各個節(jié)點的位移及受力結(jié)果以矢量形式的位移場和力場的形式保存顯示出來，同時將測得的機(jī)翼處的加速度信息作為仿真模型的外載荷輸入信息，并依此仿真出機(jī)身關(guān)鍵點的加速度以及應(yīng)變結(jié)果；步驟3：建立拉門連接處有限元模型對重點部位進(jìn)行網(wǎng)格細(xì)化。中國專利申請(申請?zhí)枺篶n201310607041)公開了一種考慮氣動彈性約束的復(fù)合材料機(jī)翼多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計方法，該方法包括下面步驟：(1)建立有限元模型，并對該模型分析；(2)重量優(yōu)化；(3)陣風(fēng)響應(yīng)優(yōu)化；(4)第二次重量優(yōu)化。本發(fā)明同時考慮強(qiáng)度、剛度、氣動彈性約束，實現(xiàn)了結(jié)構(gòu)重量與陣風(fēng)響應(yīng)的多目標(biāo)優(yōu)化，避免了傳統(tǒng)復(fù)合材料機(jī)翼優(yōu)化方法在進(jìn)行結(jié)構(gòu)重量優(yōu)化的同時增大陣風(fēng)響應(yīng)振幅的問題。在此優(yōu)化過程中，在陣風(fēng)響應(yīng)優(yōu)化階段僅以復(fù)合材料鋪層方向為設(shè)計變量，使得在不改變機(jī)翼重量的情況下滿足陣風(fēng)響應(yīng)設(shè)計要求成為可能。然而，上述現(xiàn)有技術(shù)存在分析精度相對差，不能保證屈曲失穩(wěn)以及控制屈曲載荷裕度過大，成本相對大，延長研制周期。技術(shù)實現(xiàn)要素：本發(fā)明提供一種基于復(fù)合材料鋪層的小型手拋無人機(jī)的有限元分析，其目的在于公開了一種復(fù)合材料鋪層仿真的方法，解決了小型手拋無人機(jī)在初始設(shè)計階段極限強(qiáng)度和屈曲的計算，為復(fù)合材料鋪層的詳細(xì)設(shè)計提供參考。本發(fā)明技術(shù)方案如下：基于復(fù)合材料鋪層的小型手拋無人機(jī)的有限元分析方法，包括如下步驟：步驟1：建立小型手拋無人機(jī)的有限元網(wǎng)格模型；步驟2：建立復(fù)合材料屬性數(shù)據(jù)庫，設(shè)計復(fù)合材料初始鋪層方案；步驟3：分析無人機(jī)巡航狀態(tài)，設(shè)計合理的邊界條件，施加承受載荷，仿真無人機(jī)各部位、各鋪層的極限強(qiáng)度及結(jié)構(gòu)的屈曲穩(wěn)定性；步驟4：根據(jù)步驟3計算結(jié)果分析各部位、各鋪層極限強(qiáng)度及結(jié)構(gòu)屈曲穩(wěn)定性是否滿足設(shè)計要求，通過細(xì)化網(wǎng)格密度，重新設(shè)計復(fù)合材料鋪層厚度、鋪層角度、翼肋結(jié)構(gòu)利位置以達(dá)到設(shè)計要求。優(yōu)點及效果：(1)本專利一種基于復(fù)合材料鋪層的小型手拋無人機(jī)的有限元分析，經(jīng)與類似機(jī)種試驗結(jié)果對比，表明分析結(jié)果與試驗結(jié)果具有良好的一致性，可以保證分析精度，具備結(jié)構(gòu)設(shè)計借鑒價值；(2)分析精度的提高，可以有效減少復(fù)合材料構(gòu)件試驗件數(shù)量，縮短研制周期，降低成本，能產(chǎn)生較大的經(jīng)濟(jì)效益。附圖說明圖1為本發(fā)明基于復(fù)合材料鋪層的小型手拋無人機(jī)的有限元分析方法四節(jié)點四邊形板殼單元。圖2為本發(fā)明基于復(fù)合材料鋪層的小型手拋無人機(jī)的有限元分析方法某手拋小型無人機(jī)機(jī)翼幾何外形。圖3為本發(fā)明基于復(fù)合材料鋪層的小型手拋無人機(jī)的有限元分析方法某手拋小型無人機(jī)機(jī)翼有限元模型。圖4為本發(fā)明基于復(fù)合材料鋪層的小型手拋無人機(jī)的有限元分析方法施加的邊界和載荷，其中圖中a為固定約束、b為施加在機(jī)翼下蒙皮上的均布載荷。圖5為本發(fā)明基于復(fù)合材料鋪層的小型手拋無人機(jī)的有限元分析方法機(jī)翼下蒙皮屈曲失穩(wěn)狀態(tài)。圖6為本發(fā)明基于復(fù)合材料鋪層的小型手拋無人機(jī)的有限元分析方法無人機(jī)機(jī)翼變形狀態(tài)。圖7為本發(fā)明基于復(fù)合材料鋪層的小型手拋無人機(jī)的有限元分析方法分層顯示應(yīng)力狀態(tài)。圖8為本發(fā)明基于復(fù)合材料鋪層的小型手拋無人機(jī)的有限元分析方法流程圖。具體實施方式參見附圖1-8所示。本發(fā)明涉及一種基于復(fù)合材料鋪層的小型手拋無人機(jī)的有限元分析，分析方法的步驟以小型手拋無人機(jī)機(jī)翼為例結(jié)果表述如下：某小型手拋無人機(jī)機(jī)翼的幾何外形如圖2所示，按步驟1構(gòu)建機(jī)翼有限元模型，模型共計6931個四節(jié)點四邊形板殼單元如圖2所示。復(fù)合材料選擇t300/qy8911、pvc60，初始鋪層方案如表2中所示?？傮w邊界和載荷加載情況如圖4所示：在機(jī)翼下蒙皮表面施加平行于z軸正方向的均布載荷，對機(jī)翼與機(jī)身接觸面上施加固定約束，包括平移和旋轉(zhuǎn)6個自由度?；趶?fù)合材料鋪層的小型手拋無人機(jī)的有限元分析方法，包括如下步驟：步驟1：建立小型手拋無人機(jī)的有限元網(wǎng)格模型：在hypermesh軟件中對無人機(jī)幾何外形進(jìn)行網(wǎng)格劃分，對機(jī)翼、機(jī)身、垂直尾翼和水平尾翼四部分承載部件使用四節(jié)點四邊形板殼單元，其構(gòu)造形式如圖1所示(圖1中(xi，yi)為節(jié)點的位置坐標(biāo)，(μi，νi)為節(jié)點分別在x軸、y軸方向上的位移，b+b和a+a分別為x軸、y軸方向上節(jié)點密度)，網(wǎng)格節(jié)點密度保證5mm，在機(jī)翼與中翼連接處、尾翼與尾撐桿連接處網(wǎng)格需要進(jìn)一步細(xì)化，網(wǎng)格密度保證2-3mm；中翼、尾撐和負(fù)載連接區(qū)域可二維三角形單元與四邊形單元混合使用，網(wǎng)格密度保證8-10mm，負(fù)載連接區(qū)域網(wǎng)格密度5mm；由于負(fù)載區(qū)域?qū)d荷影響不大，網(wǎng)格密度不做要求。在消除網(wǎng)格重合節(jié)點時，需要分區(qū)域進(jìn)行，保證tolerance(tolerance值即hypermesh能接受的節(jié)點間距，如果區(qū)域內(nèi)兩個節(jié)點間距小于該數(shù)值，則認(rèn)為該兩個節(jié)點需要做重合處理)大于等于該區(qū)域的最小間距，防止節(jié)點重合后改變幾何外形。網(wǎng)格劃分質(zhì)量檢測需要滿足參數(shù)：warpage＜5(翹曲度小于5度，依次沿對角線將四邊形板殼單元分為兩個三角形單元，兩個三角形所在面構(gòu)成的最大夾角即為翹曲度)，aspect＜5(長寬比小于5，單元最長邊和最短邊之比或最短對角節(jié)點距離)，chorddev＞0.5(弦長偏差大于0.5，當(dāng)幾何體中的圓弧或曲線以大量短直線近似模擬時，圓弧或曲線與直線段的垂直距離即為弦長偏差)，length(min)＜7.5(最小長度小于7.5，從節(jié)點到對角邊的最短距離)，jacobian＞0.7(雅克比值大于0.7，雅克比是指單元向量與對應(yīng)的全局坐標(biāo)中的向量所形成的正弦值，用來表征單元的變形程度。例如對于四邊形板殼單元，雅克比值為1時，說明四個角都是直角，質(zhì)量最好，當(dāng)雅克比值為0時，說明該單元發(fā)生嚴(yán)重變形，某個角度變?yōu)?度或180度)，taper＜0.5(錐度小于0.5，四邊形對角節(jié)點連線分割成兩個三角形，錐度等于1減去最小三角形面積除以四邊形一半面積的比值)。網(wǎng)格劃分的一般原則：(1)網(wǎng)格單元選擇優(yōu)先選擇四節(jié)點或八節(jié)點四邊形，由幾何外形的限制其次可以選擇三角形單元與四邊形單元混合。(2)網(wǎng)格密度標(biāo)準(zhǔn)單元的邊長通常以幾何模型的最小尺寸確定，即如果幾何模型的厚度是結(jié)構(gòu)的最小尺寸，那么標(biāo)準(zhǔn)單元的邊長應(yīng)與此厚度相當(dāng)。高應(yīng)力區(qū)和應(yīng)力集中區(qū)的單元應(yīng)該細(xì)分，單元大小取決于計算精度、計算速度要求(3)網(wǎng)格質(zhì)量檢查網(wǎng)格的單元長度、長寬比、翹曲度、扭曲角、雅可比比率、弦偏離度。步驟2：建立復(fù)合材料屬性數(shù)據(jù)庫，本發(fā)明中應(yīng)用復(fù)合材料參見表1。在步驟1中建立的有限元網(wǎng)格模型基礎(chǔ)上進(jìn)行鋪層設(shè)計，依據(jù)一般鋪層設(shè)計原則給定初始鋪層厚度、鋪層角度、鋪層順序和鋪層范圍，以及關(guān)鍵穩(wěn)定性部位的三明治結(jié)構(gòu)。三明治結(jié)構(gòu)是由兩塊面板之間夾一層輕質(zhì)芯層組成，使用膠黏劑或者環(huán)氧樹脂將面板與芯層膠結(jié)在一起，芯層主要包括泡沫、蜂窩或者輕木(balsa木)。鋪層設(shè)計一般原則：(1)除特殊需要外，應(yīng)采用對稱均衡鋪層，以避免耦合引起翹曲。如果由于設(shè)計需要采用非對稱或非均衡鋪層時，應(yīng)將非堆成和非均衡層靠近層合板中面。(2)0°方向纖維要保持與層內(nèi)拉伸或壓縮力方向一致，以最大限度地利用纖維沿軸向所具有的高強(qiáng)度和高剛度特性；90°方向纖維用以改善橫向強(qiáng)度和調(diào)節(jié)泊松比；±45°方向纖維用以承受層內(nèi)剪切內(nèi)力。(3)由0°，90°，±45°層構(gòu)成的層合板中，任一鋪設(shè)角單層最少層數(shù)百分比一般應(yīng)不小于6％。(4)同一鋪設(shè)角的單層不宜過多集中在一起，實驗證明超過4層時易出現(xiàn)樹脂基體縱向開裂和層間應(yīng)力增高。(5)±45°方向纖維層主要位于面板的外層，遠(yuǎn)離層合板中面，保證0°和90°方向纖維層位于層合板中面。(6)鋪層面積要包絡(luò)住載荷的作用范圍。本專利無人機(jī)初始鋪層設(shè)計方案參見表2。步驟3：無人機(jī)在巡航狀態(tài)下承受的外力主要是由機(jī)翼產(chǎn)生的升力，因尾翼距氣動中心較遠(yuǎn)產(chǎn)生較大的力臂故尾翼部分產(chǎn)生的升力數(shù)值較小，升力數(shù)值大小為無人機(jī)自身的重力100n。在有限元計算時，該升力載荷作為均布載荷施加在機(jī)翼的吸力面上；考慮無人機(jī)在巡航時，主要的受力部件為機(jī)翼和機(jī)身，中翼與尾撐桿主要起到連接機(jī)翼和機(jī)身的作用，因此在中翼與尾撐桿處施加固定約束作為邊界約束條件。極限強(qiáng)度是計算無人機(jī)上各部位承受的最大應(yīng)力，判定各復(fù)合材料鋪層是否發(fā)生破壞以及可能出現(xiàn)的破壞形式；屈曲計算是分析無人機(jī)各部位的穩(wěn)定性，在承受載荷時無人機(jī)各部位是否會出現(xiàn)變形，復(fù)合材料是否會出現(xiàn)鼓包或者褶皺。步驟4：本發(fā)明步驟3計算結(jié)果顯示：在機(jī)翼與中翼連接部位應(yīng)力達(dá)到1003mp·a，尾翼與尾撐連接部位應(yīng)力達(dá)到50mpa，各部位芯材承受的應(yīng)力均小于0.15mpa。在無人機(jī)上上述兩處屬于關(guān)鍵受力部位，需要進(jìn)一步進(jìn)行網(wǎng)格細(xì)化觀察應(yīng)力是否會繼續(xù)增長；屈曲分析顯示首階屈曲模態(tài)載荷系數(shù)為0.236(小于1即發(fā)生屈曲失穩(wěn))，機(jī)翼吸力面上，距機(jī)翼與中翼連接處500mm范圍內(nèi)、在機(jī)翼前后緣中間處出現(xiàn)屈曲。經(jīng)過優(yōu)化，本發(fā)明步驟1中關(guān)鍵連接部位的網(wǎng)格密度為1mm時，應(yīng)力變化在0.5％以內(nèi)，因此可以確定在該載荷下無人機(jī)復(fù)合材料不會發(fā)生極限強(qiáng)度破壞。對于屈曲優(yōu)化，首先增加了三明治結(jié)構(gòu)中pvc的厚度，由3mm變成5mm，首階屈曲模態(tài)載荷系數(shù)為0.412，其次在此基礎(chǔ)上增加2層0°纖維鋪層，首階屈曲模態(tài)載荷系數(shù)為0.415，效果不明顯，然后再增加兩層90°纖維鋪層，首階屈曲模態(tài)載荷系數(shù)未發(fā)生變化，增加兩層±45°方向纖維層后發(fā)現(xiàn)首階屈曲模態(tài)載荷系數(shù)不增反降，變?yōu)?.351。若去除該區(qū)域的翼肋模板，用pvc填充機(jī)翼內(nèi)腔，首階屈曲模態(tài)載荷系數(shù)為6.258，雖然改善了屈曲狀態(tài)，但是裕度過大不僅造成了材料浪費，而且增加了重量。在該區(qū)域內(nèi)增加三個翼肋模板，其中兩個靠近與中翼連接處，間隔為50mm，第三個與原翼肋模板間距為200mm，計算后首階屈曲模態(tài)載荷系數(shù)為1.135，既保證機(jī)翼不會發(fā)生屈曲失穩(wěn)，又控制了屈曲載荷裕度不至于過大。實施例1(1)極限強(qiáng)度的計算過程與計算結(jié)果：有限元極限強(qiáng)度計算主要是求得各個節(jié)點的位移和各個單元的應(yīng)力和應(yīng)變，通過和復(fù)合材料的需用應(yīng)力對比，以確定復(fù)合材料能否承受施加的載荷。有限元各個單元任意一點的受力情況進(jìn)行分析，沿坐標(biāo)軸方向x，y，z分解得到平衡微分方程：σi為單元在i軸上承受的應(yīng)力(i為x、y、z軸)；τij為單元在ij平面內(nèi)承受的剪切應(yīng)力(i、j為x、y、z軸)；fi為單元在i方向上承受的外載荷(i為x、y、z軸)。假設(shè)單元在受力狀態(tài)下存在微小位移和微小變形，得到應(yīng)變向量和位移向量的關(guān)系如下：εi為單元在i軸方向上的應(yīng)變(i為x、y、z軸)，γij為單元在i、j平面內(nèi)的剪切應(yīng)變(i、j為x、y、z軸)，u、v、w分別為單元在x、y、z軸方向上的位移。有限元單元的應(yīng)力和應(yīng)變還存在如下的物理關(guān)系：e為材料的物氏模量，v為材料的泊松比。由(1)(2)(3)式可以求出各個單元的應(yīng)力和應(yīng)變數(shù)值。在靜態(tài)強(qiáng)度分析中，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的許用強(qiáng)度[σk]被定義為：復(fù)合材料的局部安全系數(shù)定義為：γma＝γm0×πciaγm0＝1.35；c1a＝1.35，復(fù)合材料的老化影響；c2a＝1.1，溫度影響；c3a＝1.1，真空吸注成型；1.2，手工濕法鋪敷成型；c4a＝1.0，后固化處理。若各個單元的應(yīng)力值小于復(fù)合材料的需用強(qiáng)度，則滿足設(shè)計要求。計算結(jié)果如圖5～圖7、表3和表4所示。極限強(qiáng)度計算結(jié)果分層顯示，可以看出滿足設(shè)計要求。(2)結(jié)構(gòu)的屈曲計算過程與計算結(jié)果：在一定變形狀態(tài)下的結(jié)構(gòu)靜力平衡方程為：[k+λkg]{u}＝{p}式中[k]：結(jié)構(gòu)的彈性剛度矩陣；λ為屈曲特征值；[kg]：結(jié)構(gòu)的幾何剛度矩陣；{u}：結(jié)構(gòu)的整體位移向量；{p}：結(jié)構(gòu)承受的外力向量。機(jī)構(gòu)的幾何剛度矩陣可以通過將各個有限元單元的幾何剛度矩陣相加獲得，各個單元的幾何剛度矩陣由以下各式獲得。[kg]＝∑[kg]，為有限元單元的標(biāo)準(zhǔn)幾何剛度矩陣(可從專業(yè)參考書籍中查閱獲得)，f為單元承受的結(jié)構(gòu)內(nèi)力。在進(jìn)行屈曲穩(wěn)定性分析時，臨界屈曲載荷pcr被定義為：pcr＝λcr×p式中，p為有限元結(jié)構(gòu)模型的施加載荷，λcr為臨界屈曲因子，起數(shù)值大小為1，負(fù)號表示與施加載荷方向相反。當(dāng)[k+λkg]＜0時(λ＜λcr＝1)：已發(fā)生結(jié)構(gòu)失穩(wěn)；當(dāng)[k+λkg]＝0時(λ＝λcr＝1)：結(jié)構(gòu)處于失穩(wěn)的臨界狀態(tài)；當(dāng)[k|λkg]＞0時(λ＞λcr＝1)：結(jié)構(gòu)穩(wěn)定。其中λ的數(shù)值通過計算式獲得。屈曲發(fā)生在機(jī)翼蒙皮上如圖5所示，一階屈曲首先發(fā)生在下蒙皮，表3中一階屈曲系數(shù)小于1說明臨界屈曲載荷小于施加的均布載荷，蒙皮已經(jīng)失穩(wěn)，需要修改步驟2中鋪層厚度、鋪層角度、鋪層順序、三明治結(jié)構(gòu)。按步驟4中的表述，經(jīng)過優(yōu)化后表4中一階屈曲系數(shù)大于1，已滿足設(shè)計要求。表1手拋小型無人機(jī)選用的復(fù)合材料參數(shù)參數(shù)t300/qy8911nrh-3-48pvc60en/mpa13500013.7956e22/mpa880013.7956g12/mpa450020.6820v120.330.30.405ρ/g·cm-31.6140.030.06xt/mpa15483.4471.2xc/mpa12263.4471.2yt/mpa55.53.4471.2yc/mpa2183.4471.2s/mpa89.91.03420單層厚度/mm0.151.03.0材料簡寫tnh表2手拋無人機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)鋪層方案結(jié)構(gòu)鋪層方案機(jī)翼t45/t-45/t0/t90/t0/t90h3/t90/t0/t90/t0/t-45/t45翼肋模板t0/t90h3/t90/t0尾翼t45/t-45/t0/t0/h3//t0/t0/t45/t45機(jī)身t0/t0/t0/n3/t0/t0/t0尾撐t0/t0/t0/h1/t0/t0/t0載荷艙t0/t0/t0/t0/n1/t0/t0/t0/t0在以上的描述中闡述了很多具體細(xì)節(jié)以便于充分理解本發(fā)明。但是以上描述僅是本發(fā)明的較佳實施例而已，本發(fā)明能夠以很多不同于在此描述的其它方式來實施，因此本發(fā)明不受上面公開的具體實施的限制。同時任何熟悉本領(lǐng)域技術(shù)人員在不脫離本發(fā)明技術(shù)方案范圍情況下，都可利用上述揭示的方法和技術(shù)內(nèi)容對本發(fā)明技術(shù)方案做出許多可能的變動和修飾，或修改為等同變化的等效實施例。凡是未脫離本發(fā)明技術(shù)方案的內(nèi)容，依據(jù)本發(fā)明的技術(shù)實質(zhì)對以上實施例所做的任何簡單修改、等同變化及修飾，均仍屬于本發(fā)明技術(shù)方案保護(hù)的范圍內(nèi)。當(dāng)前第1頁12