ANSYS在无人机设计中的应用
摘 要：介绍了ANSYS软件在我所无人机设计分析中的应用现状，阐述了基于ANSYS软件的无人机有限元分析的思路和方法，并指出ANSYS软件在无人机设计分析中的应用前景。
关键词：无人机(UAV)，ANSYS，CAE
1 基于ANSYS的无人机设计的意义
ANSYS软件作为应用有限元理论成功的大型CAE软件之一，已经渗透到各个工程领域。它既可以求解静力学问题，也可以求解动力学问题；既可以求解固体力学问题，也可以求解流体力学问题；既可以计算稳态热力学问题，也可以处理瞬态时间响应；应用ANSYS/FE－SAFE模块能进行寿命计算，特别是对发动机和直升机的旋转部件疲劳计算的作用尤为重要。随着市场竞争的不断加剧，对无人机设计来说，一方面要提供满足用户需求的无人机，另一方面，产品投放市场的周期要缩短；因此，对结构设计人员来说，CAD/CAE一体化设计是实现这两个方面的保证之一。通过ANSYS软件的分析技术，可以帮助工程设计人员在无人机设计定型或生产之前预测、仿真、计算无人机的性能，从而提高飞机的性能质量，降低设计成本，节约资金，缩短无人机投放市场的时间，提高竞争能力。
基于ANSYS的无人机设计、分析，对无人机的重量、成本及性能都产生重要的影响。在无人机的设计中，应用ANSYS软件的有限元分析主要起到以下作用：
? 减轻无人机的重量，提高寿命，实现优化设计；
? 提高无人机的飞行性能和可靠性；
? 在无人机尚未生产出来前，在设计阶段就可以预测飞机的性能，加快无人机的开发，缩短无人机交货周期；
? 提高新型号的设计效率，降低开发费用，降低研制成本，提高无人机产品的竞争力。
2 我所应用ANSYS软件现状
早期，我所无人机的分析工作主要是通过外场试飞来校核设计效果。一方面，试飞周期长，次数多，成本高。外场试飞受各种环境条件的影响，而且试飞后的数据分析和改进工作不是很直观；另一方面，随着CAE技术的迅猛发展，特别在航空产品制造领域，国际上一些大的飞机制造公司均采用了如ANSYS等通用的大型分析软件。国际上这些分析软件具有很好的适用性和通用性，分析能力很强，并已商品化。我们完全可以借鉴和利用国外先进的分析技术，引进、吸收、消化一些国际上优秀的通用大型分析软件，使我们的飞机结构分析水平有较高的起步，可以很好地与国际水平接轨。基于这种情况，我所于2003年引进了ANSYS软件及其疲劳模块FE-SAFE，并成立了“无人机动态实验室”，陆续开展了机翼静强度分析、机身静强度分析、起落架强度分析、直升机旋翼系统疲劳分析、直升机旋翼桨叶动力学设计等工作，为我所的飞机设计和交装解决了许多实际问题。
经过几年的工程实践，证明我们当初引进有限元分析软件－ANSYS是正确的，基本上达到了预期目的，并且培养了一批技术骨干，锻炼了队伍。几年来，我们不仅取得技术上的进步，也取得了较好的经济效益。在以前分析能力比较低的时候，结构分析通常是非常被动地跟在结构设计后面进行校核工作；自引进先进的ANSYS以后，我们的分析速度提高了，工作效率提高了，不仅可以完成基本的强度校核工作，还能够开展和结构设计同步的强度主动设计任务，通过强度设计工作的开展以及设计观念上的改变，真正实现了并行工程设计思想。此外，我们正在开展“基于有限元理论的计算机辅助工程的研究与实现”课题的研究，主要目的是使我所更多的飞机结构设计人员能掌握ANSYS软件和CAE分析方法，初步实现我所基于ANSYS软件的无人机强度分析规范和分析方法以及无人直升机强度分析规范和分析方法。通过这个课题的研究也初步尝试基于我所局域网（intranet）并行工程设计和无图纸设计方法，使我所无人机设计再上一个新的台阶。
3 应用ANSYS软件的一些体会
3.1 基于ANSYS软件的CAD/CAE无人机设计流程
图1 基于ANSYS的CAD/CAE无人机设计流程
3.2 ANSYS分析流程
对飞机结构进行有限元分析，一般要经过载荷分析、建立模型、确定边界条件、输入材料特性、有限元计算等几个主要环节。
飞机在飞行中，除受到惯性力外，还要受到气动力的影响；并且还随着飞行状况和飞行条件的不同而所受的气动力而不同；因此，在利用ANSYS软件进行有限元分析前，要对飞机的气动载荷进行分析，确定传力途径和分析的状况，同时根据载荷的不同类型，确定有限元分析所采用的准则和规范。
由于无人飞机大量采用薄壁结构，可以在ANSYS中对分析模型进行简化建模；对简单的飞机部件结构也可以在ANSYS中直接建立几何模型，再生成有限元网格，或者直接建立有限元模型。复杂的结构形式，一般先用CAD软件（如UG、CATIA等）建立几何模型，通过ANSYS的接口程序，把CAD模型调入ANSYS软件，经过修复，再生成有限元模型。在建立有限元模型过程中应注意以下四点[1]：
1) 模型简化
飞机几何模型是飞机的设计构图，而有限元模型是原结构的力学模型，它只需反映结构的力学特性。对无人机结构系统来说，如果要把描述飞机的任何一个细节都作为分析模型，计算就会十分困难，甚至无法进行分析。因此，建立有限元模型过程中最重要的一点是对原结构进行合理简化。要做到合理，就要求结构分析人员具备一定的力学知识、有限元知识和实际工作经验。
2) 网格划分
在网格划分时，应注意粗细得当。结构复杂、应力水平较高或应力集中的区域网格划分应尽量细些；结构简单、应力水平较低的区域网格可以划分粗些。此外，在不影响求解精度的情况下，以尽量简化分析模型为原则，如能用二维单元就不使用三维单元，能使用低阶单元就不使用高阶单元。
3) 正确选用单元形式
ANSYS单元形式非常多，而且每种单元类型又依据其节点数、边界描述不同等分作若干种类。那么针对具体的工程问题应采用哪些单元呢？这是一个非常重要的问题，选得好则问题迎刃而解，选择不好，计算结果将不正确，甚至出现荒诞的结果。像直升机结构中框腹板采用剪切板单元较为合理，像主减架撑杆采用杆单元，主桨叶采用梁单元，桨毂采用三维实体单元，硬壳式尾梁的蒙皮采用板壳单元等等。对于一些复杂结构，像直升机全机结构一般要采用杆元、梁元、板元等的组合形式，这时要注意节点自由度的协调。
4) 确定边界
边界条件是对结构固定方式的模拟。在对结构进行分析时，要注意正确使用边界条件。尤其是对对称结构、反对称结构、循环对称结构等进行分析时，应特别注意正确使用边界条件。
在处理结构的边界条件时，要注重使用MPC，它为我们提供了表达边界条件的多种方式。如在处理铰接（旋转，万向节）、滑动等情况时，MPC是强有力的工具。此外，还要考虑边界条件对分析结果的影响。
4 成功应用实例
应用ANSYS软件对某型号无人机主翼梁进行强度校核[2]，提出改进方法。如图2(a)，翼梁中部各连接筋出现较严重的塑性应变，是设计中要特别重视的地方。对此有必要进行结构上的局部加强。图2（b） 在一侧螺栓孔处（受拉应力侧），亦产生轻微塑变，不宜长期使用。
5 展望与不足
自从我所引进ANSYS软件以来，虽然作了大量的工程分析工作，基于有限元理论的CAE技术在我所无人机设计中也发挥了重要的作用，但ANSYS软件强大的分析功能还没有充分发挥出来，很多功能和模块还没有被充分开发和利用。分析原因，主要有以下几点：
? CAD/CAE一体化技术的必要性和高效性还没有被我所广大的结构设计人员所充分认识。这与专业人员的宣传与推广不够、软件资源不足有关。
? 应用的范围有待扩大，工程经验不足，如对无人直升机的旋翼粘弹性减摆器的动力学等问题的分析。
? 缺乏材料特性等有关数据，如国产复合材料的材料特性数据严重不足，制约了复合材料结构的分析。因此，有必要开展一些相关的复合材料性能试验。
? 软件使用的范围还不是很广泛。一方面，由于任务重，工程技术人员没有足够的精力花费在软件上；另一方面，软件的节点少，我所目前的工作站数量有限，硬件条件不充足。如ANSYS/FE-SAFE的强大功能还没有充分发挥。
尽管ANSYS软件系统及其配套不够完整，应用还不够深入，但是随着我所“基于有限元理论的计算机辅助工程的研究与实现”课题的实施，无人机典型零部件设计分析流程规范的形成，ANSYS软件将更加适应我所繁重的型号设计任务。我们相信，ANSYS软件将在我所的无人机设计中发挥越来越重要的作用。工具类服务
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一种固定翼航测型无人机设计方法
申请（专利）号：
申请日期：
公开(公告)日：
公开(公告)号：
主分类号：
B64F5/00,B,B64,B64F,B64F5
B64F5/00,G06F17/50,G06F17/00,B,G,B64,G06,B64F,G06F,B64F5,G06F17,B64F5/00,G06F17/50,G06F17/00
申请（专利权）人：
中国地质大学（武汉）
发明（设计）人：
许伟,陈刚,吴鹏,赵茹玥
主申请人地址：
430074 湖北省武汉市洪山区鲁磨路388号
专利代理机构：
武汉华旭知识产权事务所 42214
刘荣,周宗贵
国别省市代码：
一种固定翼航测型无人机设计方法，其特征在于具体包括以下步骤： (1)确定机翼翼型参数； (1a)所述机翼采用S型翼型；根据以下公式确定雷诺系数Re： Re＝ρVb/μ……(1) 其中，ρ表示空气密度，V表示飞行速度，b表示机翼弦长，μ表示黏性系数；本定翼航测型无人机的飞行高度在1000米以下，空气密度、飞行速度和黏性系数均为已知量，机翼弦长b为设置值； (1b)根据步骤(1a)得到的雷诺系数Re确定以零升力迎角α为横轴、以机翼升力系数为纵轴的升力系数曲线C&sub&l&/sub&，所述升力系数曲线C&sub&l&/sub&用以下公式表示： &img file=&re-FDA0000011.TIF& wi=&870& he=&272& /&其中，B&sub&0&/sub&为升力系数曲线的斜率，A为展弦比，通过以下公式计算： A＝L&sup&2&/sup&/S……(3) 其中，L表示翼展，为设置值，S为主翼面积，为设置值； 根据公式(2)得到当零升力迎角α为9°时，升力系数曲线C&sub&l&/sub&的斜率B&sub&0&/sub&； (1c)根据步骤(1a)得到的雷诺系数Re确定以零升力迎角α为横轴、以翼型阻力系数为纵轴的翼型阻力系数曲线C&sub&d0&/sub&，再根据以下公式得到以零升力迎角α为横轴、以机翼阻力系数为纵轴的机翼阻力系数曲线C&sub&d&/sub&： C&sub&d&/sub&＝C&sub&d0&/sub&+C&sub&di&/sub&……(4) 其中，C&sub&di&/sub&表示诱导阻力系数，根据以下公式计算： &img file=&re-FDA0000012.TIF& wi=&445& he=&158& /&则根据机翼阻力系数曲线得到当零升力迎角为9°时的机翼阻力系数C&sub&d&/sub&； (1d)机翼升力对于机翼上一点所产生的力矩不随零升力迎角改变而改变，以这一点作为支点，升力产生的力矩为常数，这一点为机翼焦点，升力对机翼焦点产生的力矩称为焦点力矩M&sub&0&/sub&，通过以下公式计算： &img file=&re-FDA0000013.TIF& wi=&591& he=&136& /&其中，M&sub&z0&/sub&为当零升力迎角α为9°时的焦点力矩系数； 根据飞行速度V、翼弦长度L以及机翼面积S分别计算、阻力对重心产生的力矩M&sub&2&/sub&； 根据以下公式计算升力对重心产生的力矩M&sub&1&/sub&： M&sub&1&/sub&＝1/2ρV&sup&2&/sup&SC&sub&l&/sub&x……(7) 其中，C&sub&l&/sub&为零升力迎角α为9°时的机翼升力系数，x为重心距焦点的前后距离； 根据以下公式计算： M&sub&2&/sub&＝1/2ρV&sup&2&/sup&SC&sub&d&/sub&y……(8) 其中，C&sub&l&/sub&为零升力迎角α为9°时的机翼阻力系数，y为重心距焦点的上下距离； 根据以下公式计算机翼对重心产生的力矩M： M＝M&sub&1&/sub&+M&sub&2&/sub&+M&sub&0&/sub&……(9) (1e)确定其他机翼设计参数： 通过以下公式计算有力迎角α&sub&1&/sub&： α&sub&1&/sub&＝MAX(C&sub&l&/sub&/C&sub&d&/sub&)……(10) 其中，C&sub&l&/sub&和C&sub&d&/sub&分别为机翼升力系数曲线和阻力系数曲线中的点的纵坐标，他们的取值使得C&sub&l&/sub&/C&sub&d&/sub&为最大值； 通过以下公式计算升阻比R： R＝C&sub&l&/sub&/C&sub&d&/sub&……(11) 其中，C&sub&l&/sub&为零升力迎角α为9°时的机翼阻力系数，C&sub&d&/sub&为零升力迎角α为9°时的阻力系数； 通过以下公式计算下洗角k： k＝36.5C&sub&l&/sub&/A……(12) 其中，C&sub&l&/sub&为零升力迎角α为9°时的机翼升力系数； 通过以下公式计算诱导迎角n： n＝18.2C&sub&l&/sub&/A……(13) 其中，C&sub&l&/sub&为零升力迎角α为9°时的机翼升力系数； 通过以下公式计算升力Y： Y＝0.5V&sup&2&/sup&ρSC&sub&l&/sub&……(14) 其中，C&sub&l&/sub&为零升力迎角α为9°时的机翼升力系数； 通过以下公式计算理想阻力D&sub&1&/sub&： D&sub&1&/sub&＝0.5V&sup&2&/sup&ρSC&sub&d&/sub&……(15) 其中，C&sub&d&/sub&为零升力迎角α为9°时的阻力系数； 通过以下公式计算涡流诱导阻力D&sub&2&/sub&： D&sub&2&/sub&＝0.5V&sup&2&/sup&ρSC&sub&di&/sub&……(16) 其中，C&sub&di&/sub&为零升力迎角α为9°时的诱导阻力系数； 通过以下公式计算阻力D： D＝D&sub&1&/sub&+D&sub&2&/sub&……(17) 将前缘半径设置为翼弦长度的1/10； 将最大弦厚位置设置为翼弦长度的1/3； (2)机翼翼型建模： (2a)利用步骤(1)得到的机翼翼型参数在CAD中进行制图，得到机翼翼型CAD数据； (2b)将机翼翼型CAD数据导入SketchUp进行3D建模，将翼展设置为2m，得到机翼3D模型； (3)确定机身参数； (3a)机身前段：载重舱垂直于机翼，其尾部与机翼中心处连接，其长度设置为翼展的2/5到3/5； (3b)垂直于机翼的2根中梁：分别位于机身前段的左边和右边，2根中梁的前部分别与机翼连接，其长度设置为翼展的2/5到3/5； (3c)机身后段：机身后段包括分别位于2根中梁尾部上方的尾梁，以及安装在尾梁上方、平行于机翼的水平尾翼，水平尾翼的长度设置为翼展的1/5到2/5； (4)机身建模： (4a)利用机身参数在CAD中进行制图，得到机身CAD数据； (4b)将机身CAD数据导入SketchUp进行3D建模，得到机身3D模型； (5)将机翼3D模型和机身3D模型打印为加工图纸，根据图纸进行加工制作和组 装； (6)将搭载的电子设备安装在机身前段中； (7)对无人机进行飞行调试。 
法律状态：
公开，实质审查的生效，实质审查的生效
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