全碳纤维复合材料太阳能无人机机翼结构优化设计

doi:10.19936/j.cnki.2096-8000.20240328.011

复合材料科学与工程 ›› 2024, Vol. 0 ›› Issue (3): 79-83.DOI: 10.19936/j.cnki.2096-8000.20240328.011

全碳纤维复合材料太阳能无人机机翼结构优化设计

苏桐¹, 胡果馨², 刘振^2*

1.西安交通大学物理学院,西安 710049;
2.西安交通大学航天航空学院,西安 710049

收稿日期:2023-02-24 出版日期:2024-03-28 发布日期:2024-04-22
通讯作者: 刘振(1980—),男,副教授,研究方向为飞行器设计,liuz@mail.xjtu.edu.cn。
作者简介:苏桐(2000—),男,本科在读,研究方向为微型无人机优化设计与应用。

Structural optimization design of all-carbon fiber composite solar UAV wing

SU Tong¹, HU Guoxin², LIU Zhen^2*

1. School of Physics, Xi'an Jiaotong University, Xi'an 710049, China;
2. School of Aeronautics and Astronautics, Xi'an Jiaotong University, Xi'an 710049, China

Received:2023-02-24 Online:2024-03-28 Published:2024-04-22

摘要/Abstract

摘要： 针对大展弦比太阳能无人机的性能要求,开展碳纤维复合材料太阳能无人机机翼的优化设计。选用NACA4412为基准翼型,利用xfoil软件作为气动计算软件,基于NSGA-Ⅱ优化算法进行翼型优化。在此基础上对机翼进行三维建模,采用 CFD 软件进行气动特性分析,并利用ANSYS Workbench静力学模块对机翼进行流固耦合分析。结果表明:翼型优化后,升力系数提高4.20%,阻力系数降低8.74%,升阻比提高14.18%;在气动载荷作用下,从翼根向翼尖方向压力逐渐增大,翼尖处最大压力相对外界大气压力为242 Pa;在外载荷作用下,最大应力显示在翼根附近,为61.397 MPa,翼变形的最大值为40.262 mm,整体满足太阳能无人机的允许变形量在 5%以内即翼尖变形不得大于半翼展长度值的5%的刚度要求。研究结果可为碳纤维复合材料太阳能无人机设计和研制提供理论参考。

关键词: 碳纤维复合材料, 太阳能无人机, 机翼结构, 流固耦合分析, 优化设计

Abstract: Aiming at the performance requirements of solar UAV with high aspect ratio, the optimization design of the carbon fiber composite solar UAV wing was carried out in this paper. When NACA4412 was selected as the reference airfoil, the airfoil was optimized based on NSGA-Ⅱ optimization algorithm with xfoil software as the aerodynamic calculation software. On this basis, the three-dimensional modeling of the wing was carried out, the aerodynamic characteristics are analyzed using CFD software, and the fluid-structure coupling analysis of the wing was carried out using the ANSYS Workbench statics module. The results show that the lift coefficient increases by 4.20%, the drag coefficient decreases by 8.74% and the lift-drag ratio increases by 14.18% after the airfoil is optimized. Under the aerodynamic load, the pressure increases gradually from the wing root to the wing tip, and the maximum pressure at the wing tip is 242 Pa relative to the external atmospheric pressure. Under the action of external load, the maximum stress is displayed near the wing root, which is 61.397 MPa, and the maximum value of wing deformation is 40.262 mm, which meets the rigidity requirement that the allowable deformation of solar UAV is within 5%, that is the wing tip deformation shall not be greater than 5% of the half-span length. The research results can provide a theoretical reference for the design and development of carbon fiber composite solar UAV.

Key words: carbon fiber composite, solar UAV, wing structure, fluid-structure coupling analysis, optimal design

中图分类号:

TB332

苏桐, 胡果馨, 刘振. 全碳纤维复合材料太阳能无人机机翼结构优化设计[J]. 复合材料科学与工程, 2024, 0(3): 79-83.

SU Tong, HU Guoxin, LIU Zhen. Structural optimization design of all-carbon fiber composite solar UAV wing[J]. COMPOSITES SCIENCE AND ENGINEERING, 2024, 0(3): 79-83.

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Structural optimization design of all-carbon fiber composite solar UAV wing

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