姜其用，盧大海

(南京模擬技術(shù)研究所，江蘇 南京 210016)

0 引言

無人機是當前航空工業(yè)的熱門領(lǐng)域和重要發(fā)展方向之一，無人機的隱身化、高機動性、整體化是其重要的發(fā)展趨勢。翼身融合結(jié)構(gòu)設(shè)計是實現(xiàn)無人機隱身化目標的最重要方法之一，同時也滿足了機身結(jié)構(gòu)整體化的要求，減少了無人機零件數(shù)量和結(jié)構(gòu)裝配連接[1]。當前，國內(nèi)外采用全翼身融合結(jié)構(gòu)設(shè)計的典型無人機有美國X-47B、RQ-170，法國的“神經(jīng)元”無人機以及我國的“利劍”隱身無人機等。這類翼身融合無人機的機身結(jié)構(gòu)均采用一體化復(fù)材整體板件成型，因此，研究翼身融合結(jié)構(gòu)一體化整體機身復(fù)材板件成型模具的設(shè)計具有重要的意義和技術(shù)價值。

某新型無人機采用翼身融合結(jié)構(gòu)設(shè)計，其整個機身外形由一體化成型的上、下復(fù)材板件構(gòu)成，內(nèi)部由全復(fù)材結(jié)構(gòu)的骨架支撐，機身總體上是一個硬殼式全復(fù)材結(jié)構(gòu)。其中一體化成型的整體機身上、下板件的制造是整個機身結(jié)構(gòu)的技術(shù)關(guān)鍵點，本文選擇其中最具有代表性也最復(fù)雜的機身上板件作為研究對象，結(jié)合ANSYS有限元熱變形分析，對其成型模具的結(jié)構(gòu)設(shè)計及熱補償條件判定方法進行了系統(tǒng)的研究和闡述，為此類翼身融合一體化整體復(fù)材板件成型模具的設(shè)計提供了思路、方法和重要參考。

1 基于ANSYS熱變形分析的復(fù)材成型模具設(shè)計方法

傳統(tǒng)的模具設(shè)計方法一般都是從產(chǎn)品結(jié)構(gòu)設(shè)計和工藝方案出發(fā)，經(jīng)歷總體方案設(shè)計、詳細設(shè)計及評審、出圖直到模具投產(chǎn)等階段，這種設(shè)計方法較依賴模具設(shè)計師的經(jīng)驗，而且具有一定的盲目性[2]?；贏NSYS有限元熱變形分析的復(fù)材成型模具設(shè)計方法與傳統(tǒng)模具設(shè)計方法的主要區(qū)別就是加入了ANSYS熱變形分析環(huán)節(jié)，根據(jù)熱變形分析結(jié)果并結(jié)合產(chǎn)品結(jié)構(gòu)設(shè)計、工藝方法等要素綜合評估是否需要進行熱變形補償設(shè)計，達到提高產(chǎn)品成型的精度和質(zhì)量的要求，同時模具設(shè)計的精準度也大大提高，減少了模具設(shè)計對經(jīng)驗的依賴和盲目性。圖1是這種基于ANSYS熱變形分析的復(fù)材成型模具設(shè)計思路的總體流程圖。

圖1 基于熱變形分析的模具設(shè)計總體思路示意圖

2 某型無人機翼身融合機身一體化復(fù)材上板件成型模具的設(shè)計

某型無人機機身上板件采用全翼身融合結(jié)構(gòu)設(shè)計，機身結(jié)構(gòu)復(fù)雜，曲率大，集成了大深度的傘艙盒體結(jié)構(gòu)，其成型模具的設(shè)計是無人機翼身融合機身板件類結(jié)構(gòu)件成型模具的典型代表，本文以此為例對此類模具的設(shè)計進行研究分析。

2.1 翼身融合機身上板件結(jié)構(gòu)設(shè)計簡介

某型無人機機身上板件的機翼和機身部分高度融合，過度區(qū)域曲面復(fù)雜、曲率大。由于翼身融合的結(jié)構(gòu)特點，板件面積比較大，縱向和橫向尺寸幾乎接近，總體類似于一個對稱的三角形結(jié)構(gòu)。板件由主體部分和用于對接合攏的翻邊條組成，并集成了一個大深度的傘艙盒體結(jié)構(gòu)，板件由T300級碳纖維預(yù)浸布鋪貼固化而成。

2.2 成型工藝的簡介

上板件成型工藝采用熱壓罐手糊成型工藝，模具采用凹模成型，保證產(chǎn)品的氣動外形。板件主體在主成型模板上鋪貼，傘艙部位比較獨特，單獨在傘艙盒體成型模具上完成鋪貼，然后與板件主體模具合模，合模后整理傘艙盒體與板件主體的搭接面，然后送入熱壓罐，設(shè)定合適的固化參數(shù)，完成上板件的共固化成型。成型工藝方案總流程如圖2。

圖2 某型無人機機身上板件成型工藝方案示意圖

2.3 成型模具的總體方案設(shè)計

基于成型工藝方案的要求，成型模具采用蛋框式焊接結(jié)構(gòu)，主要包括：主體成型模板、傘艙盒體成型模塊組件、翻邊成型模板及模架等[3]。主體成型模板是按飛機外形設(shè)計的等厚度曲面型板，模板由Q345鋼制造。模架由12 mm厚Q345A鋼板焊接而成。傘艙盒體部分的成型模塊組件由Q345鋼加工，并進行適當分塊。翻邊成型模板也采用Q345A鋼制造。上板件成型模具的總體效果如圖3。

圖3 成型模具總體效果圖

2.4 主體成型模板的設(shè)計

主體成型模板是機身板件外形主體部分的成型模板，按照飛機的氣動外形設(shè)計，成型模板總體上是一個厚度約為15 mm的等厚度鋼制模板，傳熱均勻。在鴨翼舵機安裝口蓋及機身各口蓋安裝的下陷區(qū)域設(shè)計成型模板，各口蓋下陷成型模板用螺釘和圓柱銷在主模板上固定后可拆卸。在傘艙盒體位置相應(yīng)區(qū)域開2個圓柱銷孔，用于傘艙盒體成型模塊的定位。按照產(chǎn)品外形、口蓋外形等在模板上設(shè)計各刻線。如圖4所示。

圖4 主體成型模板結(jié)構(gòu)示意圖

3 模具的ANSYS熱變形分析及變形補償條件判定

利用ANSYS有限元軟件，通過對模具三維數(shù)模進行離散化處理、施加載荷(包括邊界條件載荷、面載荷及體載荷等)、輸入材料特性等過程分析模具的熱變形情況。限于篇幅，ANSYS具體分析過程本文從略。本文側(cè)重基于ANSYS的分析結(jié)果，結(jié)合制件結(jié)構(gòu)設(shè)計和工藝要求等因素，對變形補償條件進行判定。

基于ANSYS溫度場分析的補償設(shè)計分為熱分布補償和熱變形補償，前者基于溫度分布云圖，對溫度分布偏差較大的區(qū)域厚度進行修正；后者基于熱變形云圖，針對變形較大區(qū)域按變形的方向進行曲面修正設(shè)計。

3.1 熱變形分析結(jié)果

通過ANSYS軟件，基于熱壓罐成型工藝中的環(huán)境溫度曲線(由工藝參數(shù)控制，如圖5)，本文主要計算了成型模具在熱壓罐中溫度變化情況、溫度分布狀態(tài)及熱變形量等。分析結(jié)果如圖6-圖9所示。

圖5 環(huán)境溫度曲線

圖6 模具在熱壓罐中的實時溫度曲線

圖9 模具保溫結(jié)束時位移(熱變形)云圖

3.2 變形補償條件判定

基于ANSYS熱變形分析結(jié)果，綜合考慮產(chǎn)品結(jié)構(gòu)設(shè)計、產(chǎn)品裝配要求及工藝要求等各要素，需要判定模具是否需要針對溫度分布狀態(tài)、熱變形狀態(tài)進行相應(yīng)的補償設(shè)計，如表1。

表1 基于ANSYS的模具變形補償條件判定表

本文所討論的某機型機身上板件成型模具的變形補償條件判定如下：

1)從圖7、圖8、圖9可知，模具在整個溫度階段分布差別不大(溫差的最大值為10 ℃)，溫度整體分布比較均勻，符合工藝要求。判定結(jié)論：不需要熱分布補償。

2)從圖9可以得知模具的熱變形分布狀態(tài)，模具在整個溫度階段的位移值呈遞增趨勢，保溫階段結(jié)束時在模具尾翼端部出現(xiàn)最大位移2.926 mm，變形趨勢主要是沿著長度方向(Z方向)進行膨脹伸長。其中，X方向(橫向)最大變形量為1.434 mm，Z方向(長度方向)的最大變形值2.867 mm，這兩個方向的變形均可以通過產(chǎn)品刻線修正來補償此膨脹量，且產(chǎn)品有切邊修整等后處理操作，因此對產(chǎn)品尺寸影響不大；而Y方向(豎直方向)的最大變形值為0.553 mm，這個方向的變形會引起制件機翼上反角的變化，但是考慮到板件的橫向尺寸長達2 m多，且板件剛度也比較低，合攏時適當?shù)膹娭蒲b配帶來的裝配應(yīng)力并不明顯，因而此方向的變形可忽略不計。判定結(jié)論：不需要熱變形補償。

4 結(jié)束語

本文系統(tǒng)分析了典型的翼身融合無人機機身一體化復(fù)材板件成型模具的設(shè)計方法，在具體設(shè)計實例的基礎(chǔ)上，基于ANSYS有限元熱分析結(jié)果，對模具的熱變形補償條件進行了綜合判定，明確指出了模具是否需要進行熱變形補償?shù)脑O(shè)計。

基于ANSYS熱變形分析的復(fù)材成型模具設(shè)計方法，減輕了模具設(shè)計對于設(shè)計師經(jīng)驗的依賴，降低了模具設(shè)計的盲目性，提高了模具設(shè)計的精準度和產(chǎn)品成型質(zhì)量，為此類翼身融合無人機的機身一體化復(fù)材制件成型模具的快速設(shè)計提供了有價值的參考，對于縮短此類無人機的研發(fā)周期、降低研制成本具有重要的技術(shù)意義和經(jīng)濟意義。