【技术实现步骤摘要】
一种无人机应急开伞下机体强度设计及验证方法
[0001]本专利技术涉及无人机结构强度设计
，具体涉及一种无人机应急开伞下机体强度设计及验证方法
。
技术介绍
[0002]无人机在飞行中出现失控故障后，为最大程度地保护机体主体结构和机上诸多昂贵设备，降低经济损失，常采用加装降落伞的方式实现应急降落
。
[0003]基于上述目的，需对无人机进行伞降工况下机体结构强度设计及验证工作
。
开伞过程中，无人机运动状态复杂，结构受载及其响应均为随时间变化的量，且因无人机的初始状态和质量特性不同而异
。
现有技术仅在学术层面存有少量探索，且常采用对无人机伞降过程进行全机刚柔耦合动力学仿真分析，继而展开机体结构动强度计算，此类方法是非常耗时
、
复杂
、
困难且可信度较低的；另一方面，若对无人机进行全方面的伞降动力学试验研究，各项成本则更大
。
工程研究及实践表明，开伞工况下，在应急开伞的瞬间，无人机机体结构受载最为严酷，且受载严重...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.
一种无人机应急开伞下机体强度设计及验证方法，其特征在于：包括以下步骤：
S1
：确定无人机应急降落的设计输入及要求；
S2
：降落伞选型及其安装锚点设计；根据步骤
S1
所确定的设计输入及要求初选降落伞，选择实测投放数据完善的降落伞作为备选降落伞，对各个备选降落伞的相关技术指标进行符合性验算，选定合适的降落伞并确定其相关技术指标，并设计降落伞安装的锚点；
S3
：无人机应急开伞冲击载荷计算；针对步骤
S2
选定的降落伞，获取降落伞的开伞冲击载荷与开伞速度数据以及降落伞的冲击载荷方向变化范围；根据无人机实际的最大飞行重量
、
开伞速度，确定无人机应急开伞的最大冲击载荷；根据步骤
S2
中降落伞锚点的布置情况，考虑多个锚点载荷分布不均匀，计算出单个锚点最大冲击载荷；
S4
：开伞冲击载荷下无人机传力路径和关键承载部件分析；分析无人机传力路径和关键承载部件，确定无人机的主要强度设计对象，主要强度设计对象包括锚点组件结构
、
锚点安装处的机体结构
、
无人机机体结构及设备安装结构；
S5
：分析无人机应急开伞严重受载工况；通过建立无人机降落伞安装锚点的吊索连接螺栓冲击载荷模型和锚点安装螺栓受载分析模型，分析确定应急开伞下无人机机体结构的严重受载工况及其状态参数；
S6
：进行应急开伞严重工况无人机重心过载及惯性载荷计算；考虑应急开伞工况下无人机运动角速度和角加速度对部件及设备当地过载的影响，组合无人机各向极限过载，保守计算应急开伞下，悬挂于降落伞锚点下方的无人机各部件及设备的重心过载及惯性载荷；
S7
：进行应急开伞下锚点组件结构以及无人机机体强度设计计算；
S8
：制定并实施无人机机体静力试验方案；根据步骤
S1
‑
S7
制定无人机机体静力试验方案，对无人机机体结构进行应急开伞严重受载工况的静力试验，以验证应急开伞下机体结构的强度符合性
。2.
根据权利要求1所述的无人机应急开伞下机体强度设计及验证方法，其特征在于：步骤
S1
包括：
S11
：建立无人机全机坐标系；建立无人机全机坐标系
OXYZ
：坐标系原点
O
为无人机机头顶点；
X
轴垂直于无人机左右对称面并指向无人机的左翼尖；
Y
轴与航向平行，并以逆航向为正；
Z
轴与
X、Y
轴满足右手坐标系，指向上方；
S12
：确定无人机应急降落的设计输入；确定无人机应急降落设计的基本设计输入，包括：无人机最大重量
、
重心
、
转动惯量
、
巡航速度这些设计参数；
S13
：确定无人机应急降落的设计要求；确定无人机应急降落设计的基本要求，包括：应急降落系统最大重量
、
无人机开伞峰值过载
、
最大开伞冲击载荷
、
最大开伞速度和无人机最大稳定降落速度
。
3.
根据权利要求2所述的无人机应急开伞下机体强度设计及验证方法，其特征在于：步骤
S2
包括：
S21
：无人机应急降落伞选型；
S211
：初选降落伞；根据步骤
S1
所确定的降落伞设计输入及要求，初选降落伞，根据其可适用的最大投放体重量
MTOW、
开伞速度范围
、
最大冲击载荷和稳定下降速度，选择实测投放数据完善的降落伞作为备选降落伞；
S212
：备选降落伞指标符合性验算；对各个备选的降落伞进行投放指标计算，包括无人机投放后投放体稳定下降落速度
、
开伞最大冲击载荷和开伞峰值过载；投放体稳定下降落速度投放体稳定下降落速度；其中，为空气密度，
A
降落伞伞衣面积，
Cd
为降落伞阻力系数，为无人机最大飞行重量，为无人机最大稳定降落速度；开伞最大冲击载荷开伞最大冲击载荷；其中，开伞动载系数，
=0.03
，为最大开伞速度，为最大开伞冲击载荷；开伞峰值过载开伞峰值过载；其中，为无人机开伞峰值过载；
S213
：降落伞选型确定；根据步骤
S211
和步骤
S212
选定验算合格的降落伞并确定相关技术指标；
S22
：降落伞安装锚点设计；
S221
：确定降落伞安装锚点位置；在应急开伞情况下，降落伞锚点需承受较大的冲击载荷，将降落伞锚点布置在无人机主传力结构上；
S222
：确定降落伞安装锚点数量及分布；降落伞安装锚点数量根据机体结构承载能力决定的开伞冲击载荷分载需求而进行设置，锚点的数量为2个或4个，将锚点均匀分布在无人机重心周围，对称布置在无人机重心前后两侧；
S223
：设计降落伞安装锚点组件结构；设计锚点组件结构将降落伞与无人机进行连接，锚点组件结构包括
C
型吊索连接件
、
锚点安装螺栓
、
吊索连接螺栓
、
以及止转机构，锚点安装螺栓连接在
C
型吊索连接件的两端之间，且锚点安装螺栓的一端还连接止转机构，吊索连接螺栓连接在
C
型吊索连接件的顶部
。4.
根据权利要求3所述的无人机应急开伞下机体强度设计及验证方法，其特征在于：步骤
S3
包括：
S31
：获取降落伞的开伞冲击载荷与开伞速度数据；
针对步骤
S2
选定的降落伞，获取空投试验测试所得的开伞冲击载荷与开伞速度数据，并得到开伞冲击载荷与开伞速度曲线，利用上述开伞冲击载荷与开伞速度曲线，根据无人机最大飞行重量
、
开伞速度，可查得任何开伞速度下的开伞冲击载荷，继而确定无人机应急开伞的最大冲击载荷；
S32
：计算单个锚点最大冲击载荷；根据无人机降落伞锚点布置情况，在考虑多个锚点载荷分布不均匀后，按下述方式计算单个锚点最大冲击载荷；无人机重心航前侧单个锚点的最大冲击载荷为；无人机重心航后侧单个锚点的最大冲击载荷为；
S33
：确定降落伞的开伞冲击载荷方向；根据降落伞的实际空投试验统计得出降落伞的冲击载荷方向变化范围，包括在无人机三视图方位下的冲击载荷角度扫略区及角度
。5.
根据权利要求4所述的无人机应急开伞下机体强度设计及验证方法，其特征在于：步骤
S4
包括：无人机遇紧急情况启动应急开伞后，降落伞冲出打开后，降落伞的冲击载荷由伞绳传递至降落伞安装锚点组件结构上，继而传递至无人机机体结构上并进行扩散，因此，应急开伞下，无人机的主要强度设计包括：对锚点组件结构的强度设计，其包括对
C
型吊索连接件
、
锚点安装螺栓
、
吊索连接螺栓的强度设计，此为重点设计项，还包括对锚点安装螺栓的强度设计，此为核心设计项；对锚点安装处机体结构的局部强度设计，其包括对锚点安装螺栓孔及其附近机体结构的强度设计，此为重点设计项；考虑无人机机体结构及设备的惯性载荷，对无人机机体结构及设备安装结构的强度设计
。6.
根据权利要求5所述的无人机应急开伞下机体强度设计及验证方法，其特征在于：步骤
S5
包括：
S51
：建立降落伞安装锚点受载分析模型；在应急开伞情况下，对降落伞安装锚点进行受载分析，建立降落伞锚点受载分析简化模型，包括吊索连接螺栓冲击载荷模型和锚点安装螺栓受载分析模型；
S52
：进行应急开伞下无人机受载分析；
S521
：对开伞冲击载荷的坐标进行分解；
S522
：对无人机航向载荷进行分析；
S523
：对锚点安装螺栓进行受力分析；
S53
：对无人机应急开伞下严重受载工况进行分析；
S54
：将无人机应急开伞严重受载工况进行汇总
。7.
根据权利要求6所述的无人机应急开伞下机体强度设计及验证方法，其特征在于：步骤
S51
包括：
S511
：建立吊索连接螺栓冲击载荷模型；冲击载荷分析坐标系
oxyz
的坐标原点
o
位于吊索连接螺栓的中点，
x
轴
、y
轴
、z
轴平行于全机坐标系
OXYZ
的坐标轴；降落伞开伞冲击载荷简化为集中载荷作用在吊索连接螺栓的中点处，其在全机坐标系
OXYZ
下的坐标为，其中，开伞冲击载荷为步骤
S32
得到的单个锚点最大冲击载荷
F
cj
；开伞冲击载荷的方位角定义为：记开伞冲击载荷与
yz
平面的夹角为
b
，在
yz
平面的投影与
y
轴夹角为
a
；
S512
：建立锚点安装螺栓受载分析简化模型；降落伞安装锚点组件结构与无人机机体上的接头耳片连接，在冲击载荷作用下，锚点安装螺栓与接头耳片的前后两侧剪切面位置附近存在两个接触挤压区域，锚点安装螺栓存在前后两个剪切面，分别记前侧和后侧接触挤压区域的中点位置为点
B
和点
C
，锚点安装螺栓对应位置的接触挤压载荷简化为分别作用在点
B
和点
C
上的集中载荷；同时，
C
型吊索连接件的航前侧与锚点安装螺栓配合接触部位中点记为点
A
，该处锚点安装螺栓的载荷简化为作用在点
A
的集中载荷；
C
型吊索连接件的航后侧与锚点安装螺栓配合接触部位中点记为点
D
，该处锚点安装螺栓的载荷简化为作用在点
D
的集中载荷；不考虑锚点航前侧的止转机构承受法向载荷，仅考虑止转机构承受冲击载荷绕锚点安装螺栓轴线的旋转力矩，以防止锚点转动；开伞冲击载荷的航向载荷分量由
C
型吊索连接件通过端面挤压机体传递，为单面受载；步骤
S521
包括：对开伞冲击载荷的坐标分解；在冲击载荷分析坐标系
oxyz
下，开伞冲击载荷的向量形式为
F
cj_x
=F
cj
×
sinbF
cj_y
=F
cj
×
cosb
×
cosaF
cj_z
=F
cj
×
cosb
×
sina
；步骤
S522
包括：在应急开伞工况下，记无人机的航向受载为
F
y
，开伞冲击载荷的航向载荷分量由
C
型吊索连接件通过单侧端面挤压传递至机体上，无人机的航向载荷为
F
y
=F
cj_y
=F
cj
×
cosb
×
cosa
；步骤
S523
包括：记锚点安装螺栓点
B
的载荷分量为
F
rqz
和
F
rqx
，点
C
的载荷分量为
F
rhz
和
F
rhx
，点
A
的载荷分量为
F
s1z
和
F
s1x
，点
D
的载荷分量为
F
s2z
和
F
s2x
，吊索连接螺栓与锚点安装螺栓轴线距离为
L
，锚点安装螺栓轴线与止转机构旋转轴线距离为
L1，
AB
长度为，
BC
长度为，
CD
长度为；开伞冲击载荷的
z
向分量
F
cj_z
在锚点安装螺栓的点
A
和点
D
产生的
z
向剪力
F
s1z
和
F
s2z
分别为
F
s1z
=F
cj_z
/2+F
cj_z
×
L/(l7+l8+l9)=(F
cj
×
cosb
×
sina)/2+F
cj
×
cosb
×
cosa
×
L/(l7+l8+l9)F
s2z
=F
cj_z
/2
‑
F
cj_z
×
L/(l7+l8+l9)=(F
cj
×
cosb
×
sina)/2
‑
F
cj
×
cosb
×
cosa
×
L/(l7+l8+
l9)
；开伞冲击载荷的
x
向分量
F
cj_x
在锚点安装螺栓的点
A
和点
D
产生的
x
向剪力分别为
F
s1x
和
F
s2x
，
F
s1x
和
F
s2x
因止转机构呈单侧设置而分布不均，设点
A
的
x
向承载比例系数为
K
，则
F
s1x
=K
×
(1+L/L1)
×
F
cj_x
=K
×
(1+L/L1)
×
F
cj
×
sinbF
s2x
=(1
‑
K)
×
(1+L/L1)
×
F...
【专利技术属性】
技术研发人员：常庆春，李永彬，吴博，郭东，李云鹏，刘斯佳，
申请(专利权)人：四川腾凤科技有限公司，
类型：发明
国别省市：
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