CN115408771A - 一种高空超长航时大展弦比一体化无人飞行平台设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明提出一种高空超长航时大展弦比一体化无人飞行平台设计方法，从整体一体化的角度进行考虑整流天线的全平台设计，充分考虑各个总体、气动、结构等参数的传递性和关联性，而进入详细设计阶段，即可以采用一体化平台约束下的分部件设计以加快迭代流程。本发明中，通过一体化的思路分解约束条件和设计指标，在平台和天线上进行交互设计，最终实现了一体化下的模块化研发，整流天线以一体化模块的形式与平台结合，也即通过简单的连接关系即可将天线与平台完整的组成一个整体系统。

Description

一种高空超长航时大展弦比一体化无人飞行平台设计方法

技术领域

本发明涉及无人飞行平台设计领域，具体为一种高空超长航时大展弦比一体化无人飞行平台设计方法。

背景技术

受能源危机和环保态势的影响，高空长航时飞行平台目前最重要的动力来源之一即为太阳能，先后诞生了众多利用太阳能作为动力的高空长航时无人飞行器，主要包括平流层太阳能飞艇和无人机。

1)平流层太阳能飞艇

太阳能动力飞艇采用在艇身表面铺设太阳能电池板，利用转换的能量来驱动螺旋桨进行飞行和操控。由于艇身巨大，太阳能电池板只能铺设在艇身上部，且材料限制导致铺设位置选择比较困难，实际可用的面积并不大，还要满足巨大的艇体设备和动力用电需求，技术难度很高。目前，仅有加拿大太阳能飞艇公司研制的太阳能动力飞艇和中国达天飞艇公司的CA-21R飞艇实现了试航。相对来讲，太阳能飞艇的实用性低于无人机。

2)高空长航时太阳能无人机

采用太阳能作为动力的无人机是在光照条件下通过机翼搭载的太阳能电池板维持动力并储存电能，飞行高度高，续航时间长，是目前各国研究的热点。尽管相比常规动力无人机，太阳能无人机在飞行性能和有效载荷能力等方面有明显不足，但是在长航时续航方面优势明显，理论上可以实现无线时间巡航。目前，比较著名的长航时无人机有美国航空环境公司与NASA联合研制的“太阳能”系列无人机；英国国防部下属公司研制的“西风”系列无人机。另外，瑞士苏黎世联邦理工学院研发的AtlantikSolar太阳能无人机于2015年创造了81h的连续飞行记录，UAVOS设计的ApusDuo自主式太阳能无人机旨在实现365天巡航的目标。而国内的科研院所和高校也开展了较多的太阳能飞机设计研究，2019年7月，西北工业大学周洲教授的“魅影”无人机MY-12实现了跨昼夜飞行，达到27h37min，是国内公开报道的续航时间最长的太阳能无人机。

显然，目前以太阳能作为动力的超长航时无人机是发展的热点之一。但是，尽管理论上“无限航时”，但是因为天气、纬度、昼夜对照度的影响，太阳能飞行器需要在白天利用太阳能充电，晚上降低高度利用电池维持动力飞行，提高飞行效率，电池板接收太阳能的转换效率最高也不超过30％。当对充电影响过大时，即无法维持续航飞行。另外，由于需要电池维持太阳光较弱时的飞行，电池重量几乎占到全机总重量的40％以上，严重影响了其他载荷的搭载能力，因此太阳能无人机的机体结构重量很轻。而为了尽可能铺设更多的电池板，其展弦比通常很大，带来了严峻的气动弹性问题和控制问题。可以说，尽管可使用无限的太阳能实现飞行，但是载荷能力差、控制难度高、环境因素影响大、能量转换效率低是制约该类飞行器发展的关键问题。

为此，以电力驱动的超长航时无人机设计需要从能量来源与利用、载荷能力、气动结构效能和控制方面进行综合考虑。最佳的方式应该是不减少载荷能力的前提下实现无限航时的高效飞行，即将常规动力长航时飞行器的优势与稳定的无限能量来源相互结合，实现辐射能量的高效转化。而目前的太阳能飞行器方案显然无法满足要求。

为实现无人机的超长航时稳定续航，采用微波作为无人机的动力装置能量来源成为一种新的无人平台供能方式。现在的微波能量功能无人平台相对较少，除了早期的一些飞艇和无人机之外，并没有见到较多实例。如1980年，加拿大开展了名为SHARP(StationaryHigh Altitude Relay Program)的研究，该研究中设计了一款重量为4.1kg的无人机，该无人机在10kw地面发射天线的驱动下持续飞行了20分钟，验证了这种能量驱动方式的可行性。但些平台目前存在的主要问题是：因为接收微波能量的天线要求接收面呈现圆形平面状，当前的平台方案均是将这种接收天线直接以部件的形式安装于无人平台的本体，天线和无人机没有融合设计，这种方式尽管简单，但是带来了气动、结构和能量接收方面的种种问题，飞行平台性能极差，整个系统的效率低下。

气动方面：

接收天线多以吊装的方式挂载无人平台的机腹，对总体的气动力特性带来了很大的破坏，主要体现在阻力急剧增大，全机的操稳特性也会因为产生明显的变化，这对利用电能驱动螺旋桨的高空长航时无人机来讲是一种极大的干扰，严重恶化了最终的平台性能。

结构方面：

由于存在整流电路板，接收天线相对密度较大，因而总重量较大，尤其是对能量要求较高的大型无人飞行平台上，大面积的整流结构天线带来的重量极有可能抵消这种供能形式的收益。另外，由于天线尺寸较大，因此飞行过程中带来的气弹和振动效应明显。

能量接收方面：

整流电路单独吊装在无人平台后，飞行过程中受载，容易产生结构变形，导致整流接收单元产生位移和相位偏差，影响波束收集效率。

发明内容

为解决现有技术存在的问题，本发明提出一种高空超长航时大展弦比一体化无人飞行平台设计方法，方案采用大展弦比翼身融合布局，在机身下方位置一体化设计了微波能量接收整流天线，能够将地面辐射的射频能量接收并转化为直流电，通过直流电驱动电动螺旋桨进行巡航飞行。设计方法以整流天线载荷的性能为牵引，围绕载荷开展飞行平台的气动、结构的融合设计工作。采用“气动设计→气动优化→结构/载荷电特性设计→-结构/载荷电特性优化→气动/结构/载荷电特性多学科协同优化→气动/结构/载荷电特性最优构型”的逐层设计以及逐步优化的方式，提高设计效率。

本发明的技术方案为：

一种高空超长航时大展弦比一体化无人飞行平台设计方法，包括以下步骤：

步骤1：根据设计要求，确定无人飞行平台和天线载荷的基本特性；所述无人飞行平台的能量来源为地面发射端辐射的微波射频能量，通过空间传输后到达布置在所述无人飞行平台上的接收天线，再进一步转化为直流电；

步骤2：根据步骤1确定的天线载荷特性，确定天线载荷对无人飞行平台的约束和要求；

步骤3：根据步骤2确定的天线载荷对无人飞行平台的约束和要求，以及设计性能要求，确定无人飞行平台的基本布局形式；

步骤4：根据天线载荷对无人飞行平台的约束和要求，确定内外翼段翼型：

步骤5：综合天线载荷和无人飞行平台的基本特性、天线载荷对无人飞行平台的约束和要求以及无人飞行平台的基本布局形式，确定无人飞行平台外形及参数：

根据典型大展弦比飞机的翼载荷参数

以及步骤2中的平台约束和要求和步骤3中平台基本布局形式，确定机翼面积S，进而根据初定的展弦比获得展长b；

根据起飞重量m以及巡航升阻比预估值(L/D)_c，确定发动机的推力T和相应的功率需求P；

根据天线能量密度约束，获得天线直径b_e；

根据静稳定裕度要求和典型V尾飞机尾容量经验数据，设计确定V尾沿弦向位置以及V尾的大小；

根据典型V尾飞机操纵特性数据，确定初始的副翼和V尾舵面位置以及大小尺寸；

根据巡航升阻比预估值和功率需求，确定螺旋桨直径、桨叶数量以及桨叶外形；

根据以上参数，构建融合一体化接收整流天线的大展弦比飞行平台气动外形；

步骤6：对步骤5构建的大展弦比飞行平台气动特性进行仿真计算分析，确定初始飞行平台气动性能；包括起降构型气动性能分析和巡航构型气动性能分析；其中起降构型气动性能分析包括确定起降构型从0度到失速攻角的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数曲线C_L～α,C_D～α,C_m～α；巡航构型气动性能分析包括确定巡航构型从0度到失速攻角的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数曲线C_Lp～α,C_Dp～α,C_mp～α，巡航配平升阻比(L/D)_c以及巡航静稳定裕度；

步骤7：根据步骤6得到的初始飞行平台气动性能仿真结果，以提高巡航升阻比(L/D)_c、减小全机纵向低头力矩C_m为优化目标开展初始飞行平台多目标气动力优化，进行单一气动力优化设计工作，并根据气动外形优化结果，确定气动载荷分布；

步骤8：根据步骤7得到的气动载荷分布，设计整流天线的内部结构形式和飞行平台的结构形式，完成初步的结构有限元特性分析；

步骤9：在步骤7初步结构有限元特性分析的基础上，确定整流天线分布式天线结构的嵌入和融合方式，对设计方案的电特性进行仿真分析；

步骤10：根据步骤9得到的电性能特性，进行融合一体化天线平台的结构/电集成设计优化；

步骤11：根据步骤7-10得到的平台外形布局方案、结构有限元方案和整流天线电特性方案，进行气动/结构/电辐射特性多学科协同优化设计，设计完成高空超长航时大展弦比一体化无人飞行平台。

进一步的，步骤1中，

所述天线载荷的基本特性包括：天线载荷的几何外形、接收面积、天线直径、总厚度、能量转化效率以及能量密度；

所述无人飞行平台的基本特性包括：展弦比、巡航升阻比、巡航升力系数、起飞总重、机翼面积和静稳定裕度要求。

进一步的，步骤2中，天线载荷对平台的约束和要求包括：

1)根据天线载荷的接收面积，确定无人飞行平台上天线载荷布置区域面积，要求天线载荷在无人飞行平台上具有足够的布置面积；

2)天线载荷布置区域为平面区域，且最大结构变形不大于设定要求；

3)天线载荷布置区域的表面蒙皮厚度满足天线载荷总厚度要求。

进一步的，步骤3中，无人飞行平台的基本布局形式包括：

1)无人飞行平台采用大展弦比翼身融合布局形式，采用尾置电动螺旋桨驱动；

2)根据静稳定裕度要求，无人飞行平台采用倒V尾形式，避免螺旋桨滑流对V尾舵面效率的影响；

3)根据天线结构变形约束，飞行平台的机身部位下方进行天线融合设计；

4)根据展弦比和升阻比要求，确定外段机翼和内段翼身组合部位的面积；

5)采用翼稍小翼；

6)采用前三点式常规起降方式；

7)副翼位于外翼段，控制滚转；俯仰和偏航由V尾舵面进行控制。

进一步的，步骤4中，外翼段采用下表面为平直段的高升阻比翼型，翼型升阻比不低于设定要求；内翼身融合段翼型在高升阻比翼型的基础上进行进一步优化得到：

设计状态：Ma＝0.1356，雷诺数Re＝0.34E6，攻角α＝0°

设计目标：升阻比最大

约束条件：力矩系数Cm≥-0.13

约束最大相对厚度T/C大于等于15％

约束天线区域的内翼身融合段下表面为平直段：限制该区域y(x)＝0，x∈(x1,x2)，(x1,x2)为天线区域对应的内翼身融合段翼型下表面坐标。

进一步的，步骤7中，设计目标为：

巡航升阻比最大(L/D)_c，全机纵向低头力矩最小

min 1/(L/D)_c

min|C_m|

设计约束为：

巡航升力系数不小于初始值C_Lcinitial：

C_Lc≥C_Lcinitial

天线区域不发生变化：

Area_e＝Area_einitial

全机展弦比不变：

进一步的，步骤8中，设计整流天线的内部结构形式和无人飞行平台的结构形式，完成初步的结构有限元特性分析包括：

根据机翼气动载荷，以及气动弹性要求，确定采用兼顾承载和变形效率的双梁式结构形式，给定初步的前后梁位置、相对厚度以及高度分布；

根据整流天线区域的气动载荷约束，确定天线的结构形式为多层复合材料形式，总厚度δ_e与机翼蒙皮厚度一致，多层结构形式包括封装表面复合材料、蜂窝层；

根据天线区域和平台的连接方式，对平台的天线区域外周进行结构补强，天线结构与平台通过粘合方式实现连接；

根据全机弯矩承载要求，机身内部横向布置盒型梁；

根据外形设计，V尾尾撑杆以碳管直接插入机身；

根据承载要求，在机翼和机身内沿纵向布置多个框，连接尾撑杆、起落架、发动机和蒙皮；

根据无人飞行平台总体受力情况，对全机的结构特性进行有限元分析，确定全机最大变形量以及应力集中点。

进一步的，步骤9中，确定整流天线分布式天线结构的嵌入和融合方式，对设计方案的电特性进行仿真分析包括：

根据无人飞行平台的结构设计方案和受力情况，确定一体化整流天线的嵌合形式为嵌入天线区域的多层复合材料结构中，形成泡沫夹心，天线部位的夹层结构形式为：封装表面复材、上蜂窝、天线层、下蜂窝、复材；

根据确定的平台蒙皮总厚度约束δ_e，确定融入一体化接收整流天线的电辐射性能参数，包括方向图、峰值增益、耦合度；对电性能进行仿真，得到电辐射性能特性。

进一步的，步骤10中，进行融合一体化天线平台的结构/电集成设计优化过程为：

目标函数为辐射性能f(x)，全机结构特性g(x)，即以最优力学性能、最优电辐射性能为优化目标；取a为蒙皮厚度，b为泡沫厚度，δ_wf为前梁厚度，δ_wb为后梁厚度，δ_r1,…δ_rn为纵向布置的翼肋厚度，建立一体化阵列的机电集成设计数学模型如下：

设计目标为：全机结构重量最轻g(x)，电辐射性能f(x)最好

min 1/f(x)

min g(x)

设计约束为：蒙皮厚度限定范围a_min≤a≤a_max

泡沫厚度限定范围b_min≤b≤b_max

前梁厚度限定范围δ_wfmin≤δ_wf≤δ_wfmax

后梁厚度限定范围δ_wbmin≤δ_wb≤δ_wbmax

翼肋厚度限定范围

翼稍变形限定范围：e_wt≤e_wtmax

使用优化算法进行融合一体化天线平台的结构/电集成设计优化，得到结构性能和电辐射性能最优的布置方案。

进一步的，步骤11中，进行气动/结构/电辐射特性多学科协同优化设计的过程为：给定设计变量，包括：

气动方面：翼展、前缘后掠角、后缘后掠角、上反角安装角、特征截面厚度、特征截面弯度、特征截面最大厚度位置、根稍比、翼稍小翼外倾角；

结构方面：前梁厚度、后梁厚度、机身位置加强梁位置、加强梁厚度、特征截面翼肋厚度、天线区域的泡沫厚度、封装复合材料厚度、翼稍变形量；

电特性方面：天线阵元大小、天线阵元数量、天线阵元排布方式；

设计目标为：

气动方面：全机巡航升阻比不低于步骤7优化值(L/C)_c≥(L/C)_c-firstopt

结构方面：全机结构重量不超过步骤10优化值：g(x)≤g(x)_firstopt

电性能方面：全机的辐射性能不低于步骤10的优化值：f(x)≥f(x)_firstopt

设计约束为：

气动外形约束：

巡航升力系数不小于步骤7优化值：C_Lc≥C_Lcfirstopt

天线区域不发生变化：Area_e＝Area_einitial

全机展弦比不变：

结构约束：

蒙皮厚度限定范围a_min≤a≤a_max

泡沫厚度限定范围b_min≤b≤b_max

前梁厚度限定范围δ_wfmin≤δ_wf≤δ_wfmax

后梁厚度限定范围δ_wbmin≤δ_wb≤δ_wbmax

翼肋厚度限定范围

翼稍变形限定范围e_wt≤e_wtmax

电特性约束：

阵元有效面积限定范围：S_es≤S_esmax

阵元数量限定范围：N_es≤N_esmax

使用优化算法进行气动/结构/电辐射特性多学科协同优化设计，得到高空超长航时大展弦比一体化无人飞行平台方案。

有益效果

本发明提出的高空超长航时大展弦比一体化无人飞行平台设计方法从整体一体化的角度进行考虑整流天线的全平台设计，充分考虑各个总体、气动、结构等参数的传递性和关联性，而进入详细设计阶段，即可以采用一体化平台约束下的分部件设计以加快迭代流程。本发明中，通过一体化的思路分解约束条件和设计指标，在平台和天线上进行交互设计，最终实现了一体化下的模块化研发，整流天线以一体化模块的形式与平台结合，也即通过简单的连接关系即可将天线与平台完整的组成一个整体系统。

最终设计得到的大展弦比一体化无人飞行平台采用大展弦比翼身融合布局，在翼梢增加翼梢小翼以进一步减小诱导阻力。作为全机动力装置来源，整流接收天线与全机气动和结构一体化设计，从外形上保证了全机的气动特性，而由于整流接收天线采用与机体表面结构类似的蒙皮、泡沫等复合设计形式，两者可以达到结构上的高度统一和融合，具有相近的力学特性，因而可以作为一个整体来考虑其承载特性，有效避免了外部整流天线加装后的结构重量特性差的弊端。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1：大展弦比一体化无人飞行平台全局视图；

图2：大展弦比一体化无人飞行平台三视图；

图3：大展弦比一体化无人飞行平台接收天线位置视图和天线视图；

图4：大展弦比一体化无人飞行平台整流接收天线结构示意图。

其中：标号1为翼梢小翼，标号2为外翼段，标号3为前起落架，标号4为电动螺旋桨推进系统，标号5为尾撑杆，标号6为倒V尾，标号7为内翼段(翼身融合段)，标号8为副翼，标号9为V尾舵面，标号10为一体化接收整流天线，标号11为天线和平台的融合连接结构。

具体实施方式

以电力驱动的超长航时无人机设计需要从能量来源与利用、载荷能力、气动结构效能和控制方面进行综合考虑，最佳的方式应该是不减少载荷能力的前提下实现无限航时的高效飞行，即将常规动力长航时飞行器的优势与稳定的无限能量来源相互结合，实现辐射能量的高效转化。但目前的太阳能飞行器并不能满足要求。因此，为了实现无人机的超长航时稳定续航，采用微波作为无人机的动力装置能量来源成为一种新的无人平台供能方式，接收微波能量的天线要求接收面呈现圆形平面状，而已有的微波能量功能无人平台均是将这种接收天线直接以部件的形式安装于无人平台的本体，没有进行融合设计，导致气动、结构和能量接收方面都存在较多问题。

为此，本发明在保证能量接收效率的前提下，提出了一种高空超长航时大展弦比一体化无人飞行平台设计方法，能够将整流接收天线和无人平台高度一体化融合，，消除外露天线带来的气动、结构和能量接收方面的问题，提高整个平台的效率。

下面结合具体实施例描述本发明：

本实施例要求实现的高空超长航时大展弦比无人机主要功能是在18km以上高空进行定点巡航，实现对一定区域范围的连续不间断监控和侦察，也可以执行应急救援过程中的地面信息监控以及信号中继任务。为此，无人飞行平台采用大展弦比翼身融合布局，在机身下方位置一体化设计了微波能量接收整流天线，能够将地面辐射的射频能量接收并转化为直流电，通过直流电驱动电动螺旋桨进行巡航飞行。无人飞行平台设计特点主要体现在：1)大展弦比翼身融合布局加翼稍小翼，能够在高空低雷诺数环境下保证较好的升阻比特性，从而减小飞行功耗，提高功效比；2)一体化接收整流天线布局形式，将整流天线与机体外形、结构融合一体化设计，能够减小或者消除天线载荷对机体外形和结构特性的影响。

该无人飞行平台设计方法的基本思路是：首先根据设计要求，分解平台和天线载荷的基本特性，明确相互干扰关系；根据载荷的要求，确定平台的设计边界，从而构建初步的布局形式；从二维翼型到三维构型，完成飞行平台的外形设计，并首先开展第一次的气动优化，从气动层面获得较优的外形方案；在气动外形方案限定的基础上，对内部结构特性和天线的力电特性进行设计，并开展气动外形限定下的全机结构/电性能的综合优化设计，获得第一轮力电优化外形；最后在已有的优化气动外形、结构方案和天线方案的基础上，利用梯度法进行全平台气动/结构/电特性的多学科协同优化设计，获得最优方案构型。

具体步骤如下：

步骤1：根据设计要求，确定平台和天线载荷的基本特性：

该平台的能量来源为地面发射端辐射的微波射频能量，通过空间传输后到达接收天线，再进一步转化为直流电。因为微波发射之后形成圆形覆盖区域，要求接收端也为平整的圆面，因而接收端天线载荷的基本特性包括：

几何外形：圆形；接收面积：S_e，与全平台最终的功率需求相关；天线直径：D_e；总厚度：h_e，与结构设计方案相关；能量转化效率：η；能量密度：ρ_a，与天线电特性相关。

而平台的基本特性包括：

展弦比：

巡航升阻比：(L/D)_c；巡航升力系数：C_Lc；起飞总重：m；机翼面积：S_w；静稳定裕度要求，本实施例中取10％。

步骤2：根据天线载荷特性，确定天线载荷对平台的约束和要求：

根据步骤1获得的天线载荷特性，对平台设计的约束为：

1)天线具有足够的布置面积；

2)天线布置区域受结构变形影响小，为平面区域，也即天线下表面具有平整度要求；

3)天线载荷布置区域的表面蒙皮厚度h_w满足要求，即h_w＝h_e。

步骤3：根据天线载荷约束和要求，以及设计性能要求，确定飞行平台的基本布局形式：

根据步骤2中天线载荷对平台的约束和要求以及步骤1平台基本特性的要求，初步确定平台的基本布局形式，主要包括：

1)根据高空低雷诺数要求，平台采用大展弦比翼身融合布局形式，采用尾置电动螺旋桨驱动；

2)根据静稳定裕度要求，飞行平台采用倒V尾形式，避免螺旋桨滑流对V尾舵面效率的影响；

3)根据天线结构变形等约束，飞行平台的机身部位下方进行天线融合设计；

4)受展弦比和升阻比的共同影响，确定外段机翼和内段翼身组合部位的面积；

5)为减少诱导阻力，提高升阻比，采用翼稍小翼；

6)采用常规起降方式；

7)副翼位于外翼段，控制滚转；俯仰和偏航由V尾舵面进行控制。

步骤4：根据天线载荷约束和平台要求，确定内外翼段翼型：

为保证全机升阻特性并兼顾天线下表面的平整度约束，外翼段采用下表面为平直段的高升阻比翼型，内翼身融合段采用带平整性约束的优化翼型：

内翼身融合段翼型在高升阻比翼型的基础上进行进一步优化，主要目标为提高18km巡航高度的升阻比：

设计状态：Ma＝0.1356，雷诺数Re＝0.34E6，攻角α＝0°

设计目标：升阻比最大

约束条件：力矩系数Cm≥-0.13

约束最大相对厚度T/C大于等于15％

约束天线区域的内翼身融合段下表面为平直段，即限制该区域y(x)＝0，x∈(x1,x2)，(x1,x2)为天线区域对应的内翼身融合段翼型下表面坐标；

采用Hicks-Henne解析函数法参数化翼型，使用MQPSO优化算法优化翼型的最大升阻比，种群规模20，迭代代数30，获得优化后的内翼身融合段翼型。

步骤5：综合载荷和平台的特征，确定基本的平台外形及参数：

根据典型大展弦比飞机的翼载荷参数

以及步骤2中的平台约束和要求和步骤3中平台基本布局形式，确定机翼面积S，进而根据初定的展弦比获得展长b；

根据起飞重量m以及巡航升阻比预估值(L/D)_c，确定发动机的推力T和相应的功率需求P；

根据天线能量密度约束，获得天线直径b_e；

根据静稳定裕度要求和典型V尾飞机尾容量经验数据，设计确定V尾沿弦向位置以及V尾的大小；

根据典型V尾飞机操纵特性数据，确定初始的副翼和V尾舵面位置以及大小尺寸；

根据巡航升阻比预估值和功率需求，确定螺旋桨直径、桨叶数量以及桨叶外形；

根据以上参数，构建融合一体化接收整流天线的大展弦比飞行平台气动外形。

步骤6：对步骤5构建的大展弦比飞行平台气动特性进行仿真计算分析，确定初始飞行平台气动性能；包括起降构型气动性能分析和巡航构型气动性能分析；其中起降构型气动性能分析包括确定起降构型从0度到失速攻角的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数曲线C_L～α,C_D～α,C_m～α；巡航构型气动性能分析包括确定巡航构型从0度到失速攻角的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数曲线C_Lp～α,C_Dp～α,C_mp～α，巡航配平升阻比(L/D)_c以及巡航静稳定裕度；

步骤7：根据步骤6得到的初始飞行平台气动性能仿真结果，进行单一气动力优化设计工作：

根据得到的初始飞行平台气动力数据与设计目标之间的差异，以提高巡航升阻比(L/D)_c、减小全机纵向低头力矩C_m为优化目标开展初始飞行平台多目标气动力优化。

设计目标为：

巡航升阻比最大(L/D)_c，全机纵向低头力矩最小

min 1/(L/D)_c

min|C_m|

设计约束为：

巡航升力系数不小于初始值C_Lcinitial：

C_Lc≥C_Lcinitial

天线区域不发生变化：

Area_e＝Area_einitial

全机展弦比不变：

优化设计中方案的参数化使用FFD方法，网格变形采用IDW方法，使用改进的PSO粒子群优化算法进行寻优，使用代理模型进行优化加速。优化设计首先使用拉丁超立方生成不少于500个初始样本点，使用混合加点方式加点不少于300次，前期优化使用固定设计空间，后期使用自适应设计空间扩大优化成果。

根据气动外形优化结果，确定气动载荷分布。

步骤8：根据步骤7得到的气动载荷分布，设计整流天线的内部结构形式和飞行平台的结构形式，完成初步的结构有限元特性分析，包括：

根据机翼气动载荷，以及气动弹性要求，确定兼顾承载和变形效率的双梁式结构形式，给定初步的前后梁位置、相对厚度以及高度分布；

根据整流天线区域的气动载荷约束，确定天线的结构形式为多层复合材料形式，总厚度δ_e与机翼蒙皮厚度一致，多层结构形式分别为：封装表面复合材料、蜂窝层等。

根据天线区域和平台的连接方式，对平台的天线区域外周进行结构补强，天线结构与平台通过粘合方式实现连接；

根据全机弯矩承载要求，机身内部横向布置盒型梁；

根据外形设计，V尾尾撑杆以碳管直接插入机身；

根据承载要求，在机翼和机身内沿纵向布置多个框，连接尾撑杆、起落架、发动机和蒙皮等。

根据总体受力情况，使用FEM方法对全机的结构特性进行有限元分析，确定全机最大变形量以及应力集中点。

步骤9：在初步结构有限元特性分析的基础上，确定整流天线分布式天线结构的嵌入和融合方式，对设计方案的电特性进行仿真分析：

根据全平台的结构设计方案和受力情况，确定一体化整流天线的嵌合形式为嵌入天线区域的多层复合材料结构中，形成泡沫夹心，也即天线部位的夹层结构形式为：封装表面复材、上蜂窝、天线层、下蜂窝、复材；

根据确定的平台蒙皮总厚度约束δ_e，确定融入一体化接收整流天线的电辐射性能参数，包括方向图、峰值增益、耦合度；对电性能进行仿真，得到电辐射性能特性；

步骤10：根据初始的电性能特性，进行融合一体化天线平台的结构/电集成设计优化：

目标函数为辐射性能f(x)，全机结构特性g(x)，即以最优力学性能(包括刚强度)、最优电辐射性能(包括方向图、峰值增益、耦合度等)为优化目标。设a为蒙皮厚度，b为泡沫厚度，δ_wf为前梁厚度，δ_wb为后梁厚度，δ_r1,…δ_rn为纵向布置的翼肋厚度，建立一体化阵列的机电集成设计数学模型如下：

设计目标为：全机结构重量最轻g(x)，电辐射性能f(x)最好

min 1/f(x)

min g(x)

设计约束为：蒙皮厚度限定范围a_min≤a≤a_max

泡沫厚度限定范围b_min≤b≤b_max

前梁厚度限定范围δ_wfmin≤δ_wf≤δ_wfmax

后梁厚度限定范围δ_wbmin≤δ_wb≤δ_wbmax

翼肋厚度限定范围

翼稍变形限定范围：e_wt≤e_wtmax；

使用优化算法进行融合一体化天线平台的结构/电集成设计优化，得到结构性能和电辐射性能最优的布置方案。

步骤11：根据步骤7-10得到的平台外形布局方案、结构有限元方案和整流天线电特性方案，进行气动/结构/电辐射特性多学科协同优化设计：

在步骤7中，通过优化算法对飞行平台的气动特性进行了优化设计，得到了从气动方面相对最优的构型，接着以该气动外形为基础，在步骤10中，对融合整流天线的方案的结构和电辐射性能特性进行了进一步的优化设计，得到了结构性能和电辐射性能最优的布置方案。两个步骤的优化分别获取了外形和内部力电特性最优的方案，而接下来就是以内外最优构型为基础，开展全飞行平台融合一体化整流天线的气动/结构/电特性多学科协同优化设计。因为步骤7和步骤10的优化方案已经是相对最优的方案初值，因此在该步骤的多学科协同优化设计中可以给定相对较合理的初始值。

根据全平台的设计需求，以及步骤7、10的优化设计过程，给定设计变量，包括：

气动方面：翼展、前缘后掠角、后缘后掠角、上反角安装角、特征截面厚度、特征截面弯度、特征截面最大厚度位置、根稍比、翼稍小翼外倾角；

结构方面：前梁厚度、后梁厚度、机身位置加强梁位置、加强梁厚度、特征截面翼肋厚度、天线区域的泡沫厚度、封装复合材料厚度、翼稍变形量；

电特性方面：天线阵元大小、天线阵元数量、天线阵元排布方式

设计目标为：

气动方面：全机巡航升阻比不低于步骤7优化值(L/C)_c≥(L/C)_c-firstopt

结构方面：全机结构重量不超过步骤10优化值：g(x)≤g(x)_firstopt

电性能方面：全机的辐射性能不低于步骤10的优化值：f(x)≥f(x)_firstopt

设计约束为：

气动外形约束：

巡航升力系数不小于步骤7优化值：C_Lc≥C_Lcfirstopt

天线区域不发生变化：Area_e＝Area_einitial

全机展弦比不变：

结构约束：

蒙皮厚度限定范围a_min≤a≤a_max

泡沫厚度限定范围b_min≤b≤b_max

前梁厚度限定范围δ_wfmin≤δ_wf≤δ_wfmax

后梁厚度限定范围δ_wbmin≤δ_wb≤δ_wbmax

翼肋厚度限定范围

翼稍变形限定范围e_wt≤e_wtmax

电特性约束：

阵元有效面积限定范围：S_es≤S_esmax

阵元数量限定范围：N_es≤N_esmax

至此，完成了全平台的气动/结构/电辐射特性多学科协同优化设计，最终得到的平台几何特征为：

1)全机翼展30m，展弦比20，设定的大展弦比可以保证低速高空飞行的气动效率；当然，根据性能的要求对展弦比进行进一步的优化和修改，该参数与一体化接收天线的供能相关，因此根据相应要求进行优化设定。

2)机翼面积45m²，整流天线面积为15.918m²，面积占比根据能量需求确定；

3)翼身融合截面的翼型为升阻比满足设定要求的高升阻比翼型，最大相对厚度为12.0044％，最大厚度位置位于弦长30％处，下表面适配天线要求，有较长直线段；翼稍小翼翼型为常规NACA0012翼型，主要用来减小诱导阻力，提高全机气动效率；全机沿展向无扭转，当然，可以根据性能要求对翼型的选择进行进一步优化适配；

4)一体化整流天线呈圆形平面，直径为4.502m，圆心距离机头位置为3.015m处，一体化整流天线由蒙皮、上下层泡沫、整流天线封装而成，能量接收能力约为1km/m²，折算的巡航功率供需要求为8KW；

5)尾撑杆长度为6m，每片V尾的面积1.8375m²，其后缘40％的面积为舵面，展长为2.5m，弦长为0.3m，主要用来进行纵、横航向的姿态控制；

6)副翼位于机翼外侧，靠近翼稍小翼，其展长为3.5m，弦长为0.15m，和V尾一起参与横向操纵；

7)采用两叶电动尾推桨作为动力装置，桨叶采用S1223叶素翼型，桨根到桨尖扭转角为60度，桨叶直径为2.5m，当然，该桨叶可以根据推进装置需求进行进一步的优化改进；

8)采用前三点式起落架，前起因受下表面天线的影响向上收起到机身上表面舱内，主起向前收到下表面的起落架舱内。

本发明最终得到的高空超长航时大展弦比一体化无人飞行平台采用大展弦比翼身融合布局，在翼梢增加翼梢小翼以进一步减小诱导阻力。作为全机动力装置来源，整流接收天线与全机气动和结构一体化设计，从外形上保证了全机的气动特性，而由于整流接收天线采用与机体表面结构类似的蒙皮、泡沫等复合设计形式，两者可以达到结构上的高度统一和融合，具有相近的力学特性，因而可以作为一个整体来考虑其承载特性，有效避免了外部整流天线加装后的结构重量特性差的弊端。

实际设计加工时，从整体一体化的角度进行考虑整流天线的全平台设计，充分考虑各个总体、气动、结构等参数的传递性和关联性，而进入详细设计阶段，即可以采用一体化平台约束下的分部件设计以加快迭代流程。本发明中，通过一体化的思路分解约束条件和设计指标，在平台和天线上进行交互设计，最终实现了一体化下的模块化研发，整流天线以一体化模块的形式与平台结合，也即通过简单的连接关系即可将天线与平台完整的组成一个整体系统。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (10)

1.一种高空超长航时大展弦比一体化无人飞行平台设计方法，其特征在于：包括以下步骤：

步骤1：根据设计要求，确定无人飞行平台和天线载荷的基本特性；所述无人飞行平台的能量来源为地面发射端辐射的微波射频能量，通过空间传输后到达布置在所述无人飞行平台上的接收天线，再进一步转化为直流电；

步骤2：根据步骤1确定的天线载荷特性，确定天线载荷对无人飞行平台的约束和要求；

步骤3：根据步骤2确定的天线载荷对无人飞行平台的约束和要求，以及设计性能要求，确定无人飞行平台的基本布局形式；

步骤4：根据天线载荷对无人飞行平台的约束和要求，确定内外翼段翼型：

步骤5：综合天线载荷和无人飞行平台的基本特性、天线载荷对无人飞行平台的约束和要求以及无人飞行平台的基本布局形式，确定无人飞行平台外形及参数：

根据典型大展弦比飞机的翼载荷参数

以及步骤2中的平台约束和要求和步骤3中平台基本布局形式，确定机翼面积S，进而根据初定的展弦比获得展长b；

根据起飞重量m以及巡航升阻比预估值(L/D)_c，确定发动机的推力T和相应的功率需求P；

根据天线能量密度约束，获得天线直径b_e；

根据静稳定裕度要求和典型V尾飞机尾容量经验数据，设计确定V尾沿弦向位置以及V尾的大小；

根据典型V尾飞机操纵特性数据，确定初始的副翼和V尾舵面位置以及大小尺寸；

根据巡航升阻比预估值和功率需求，确定螺旋桨直径、桨叶数量以及桨叶外形；

根据以上参数，构建融合一体化接收整流天线的大展弦比飞行平台气动外形；

步骤6：对步骤5构建的大展弦比飞行平台气动特性进行仿真计算分析，确定初始飞行平台气动性能；包括起降构型气动性能分析和巡航构型气动性能分析；其中起降构型气动性能分析包括确定起降构型从0度到失速攻角的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数曲线C_L～α,C_D～α,C_m～α；巡航构型气动性能分析包括确定巡航构型从0度到失速攻角的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数曲线C_Lp～α,C_Dp～α,C_mp～α，巡航配平升阻比(L/D)_c以及巡航静稳定裕度；

步骤7：根据步骤6得到的初始飞行平台气动性能仿真结果，以提高巡航升阻比(L/D)_c、减小全机纵向低头力矩C_m为优化目标开展初始飞行平台多目标气动力优化，进行单一气动力优化设计工作，并根据气动外形优化结果，确定气动载荷分布；

步骤8：根据步骤7得到的气动载荷分布，设计整流天线的内部结构形式和飞行平台的结构形式，完成初步的结构有限元特性分析；

步骤9：在步骤7初步结构有限元特性分析的基础上，确定整流天线分布式天线结构的嵌入和融合方式，对设计方案的电特性进行仿真分析；

步骤10：根据步骤9得到的电性能特性，进行融合一体化天线平台的结构/电集成设计优化；

步骤11：根据步骤7-10得到的平台外形布局方案、结构有限元方案和整流天线电特性方案，进行气动/结构/电辐射特性多学科协同优化设计，设计完成高空超长航时大展弦比一体化无人飞行平台。

2.根据权利要求1所述一种高空超长航时大展弦比一体化无人飞行平台设计方法，其特征在于：步骤1中，

所述天线载荷的基本特性包括：天线载荷的几何外形、接收面积、天线直径、总厚度、能量转化效率以及能量密度；

所述无人飞行平台的基本特性包括：展弦比、巡航升阻比、巡航升力系数、起飞总重、机翼面积和静稳定裕度要求。

3.根据权利要求2所述一种高空超长航时大展弦比一体化无人飞行平台设计方法，其特征在于：步骤2中，天线载荷对平台的约束和要求包括：

1)根据天线载荷的接收面积，确定无人飞行平台上天线载荷布置区域面积，要求天线载荷在无人飞行平台上具有足够的布置面积；

2)天线载荷布置区域为平面区域，且最大结构变形不大于设定要求；

3)天线载荷布置区域的表面蒙皮厚度满足天线载荷总厚度要求。

4.根据权利要求3所述一种高空超长航时大展弦比一体化无人飞行平台设计方法，其特征在于：步骤3中，无人飞行平台的基本布局形式包括：

1)无人飞行平台采用大展弦比翼身融合布局形式，采用尾置电动螺旋桨驱动；

2)根据静稳定裕度要求，无人飞行平台采用倒V尾形式，避免螺旋桨滑流对V尾舵面效率的影响；

3)根据天线结构变形约束，飞行平台的机身部位下方进行天线融合设计；

4)根据展弦比和升阻比要求，确定外段机翼和内段翼身组合部位的面积；

5)采用翼稍小翼；

6)采用前三点式常规起降方式；

7)副翼位于外翼段，控制滚转；俯仰和偏航由V尾舵面进行控制。

5.根据权利要求3所述一种高空超长航时大展弦比一体化无人飞行平台设计方法，其特征在于：步骤4中，外翼段采用下表面为平直段的高升阻比翼型，翼型升阻比不低于设定要求；内翼身融合段翼型在高升阻比翼型的基础上进行进一步优化得到：

设计状态：Ma＝0.1356，雷诺数Re＝0.34E6，攻角α＝0°

设计目标：升阻比最大

约束条件：力矩系数Cm≥-0.13

约束最大相对厚度T/C大于等于15％

约束天线区域的内翼身融合段下表面为平直段：限制该区域y(x)＝0，x∈(x1,x2)，(x1,x2)为天线区域对应的内翼身融合段翼型下表面坐标。

6.根据权利要求1所述一种高空超长航时大展弦比一体化无人飞行平台设计方法，其特征在于：步骤7中，设计目标为：

巡航升阻比最大(L/D)_c，全机纵向低头力矩最小

min 1/(L/D)_c

min|C_m|

设计约束为：

巡航升力系数不小于初始值C_Lcinitial：

C_Lc≥C_Lcinitial

天线区域不发生变化：

Area_e＝Area_einitial

全机展弦比不变：

7.根据权利要求6所述一种高空超长航时大展弦比一体化无人飞行平台设计方法，其特征在于：步骤8中，设计整流天线的内部结构形式和无人飞行平台的结构形式，完成初步的结构有限元特性分析包括：

根据机翼气动载荷，以及气动弹性要求，确定采用兼顾承载和变形效率的双梁式结构形式，给定初步的前后梁位置、相对厚度以及高度分布；

根据整流天线区域的气动载荷约束，确定天线的结构形式为多层复合材料形式，总厚度δ_e与机翼蒙皮厚度一致，多层结构形式包括封装表面复合材料、蜂窝层；

根据天线区域和平台的连接方式，对平台的天线区域外周进行结构补强，天线结构与平台通过粘合方式实现连接；

根据全机弯矩承载要求，机身内部横向布置盒型梁；

根据外形设计，V尾尾撑杆以碳管直接插入机身；

根据承载要求，在机翼和机身内沿纵向布置多个框，连接尾撑杆、起落架、发动机和蒙皮；

根据无人飞行平台总体受力情况，对全机的结构特性进行有限元分析，确定全机最大变形量以及应力集中点。

8.根据权利要求7所述一种高空超长航时大展弦比一体化无人飞行平台设计方法，其特征在于：步骤9中，确定整流天线分布式天线结构的嵌入和融合方式，对设计方案的电特性进行仿真分析包括：

根据无人飞行平台的结构设计方案和受力情况，确定一体化整流天线的嵌合形式为嵌入天线区域的多层复合材料结构中，形成泡沫夹心，天线部位的夹层结构形式为：封装表面复材、上蜂窝、天线层、下蜂窝、复材；

根据确定的平台蒙皮总厚度约束δ_e，确定融入一体化接收整流天线的电辐射性能参数，包括方向图、峰值增益、耦合度；对电性能进行仿真，得到电辐射性能特性。

9.根据权利要求8所述一种高空超长航时大展弦比一体化无人飞行平台设计方法，其特征在于：步骤10中，进行融合一体化天线平台的结构/电集成设计优化过程为：

目标函数为辐射性能f(x)，全机结构特性g(x)，即以最优力学性能、最优电辐射性能为优化目标；取a为蒙皮厚度，b为泡沫厚度，δ_wf为前梁厚度，δ_wb为后梁厚度，δ_r1,…δ_rn为纵向布置的翼肋厚度，建立一体化阵列的机电集成设计数学模型如下：

设计目标为：全机结构重量最轻g(x)，电辐射性能f(x)最好

min 1/f(x)

min g(x)

设计约束为：蒙皮厚度限定范围a_min≤a≤a_max

泡沫厚度限定范围b_min≤b≤b_max

前梁厚度限定范围δ_wfmin≤δ_wf≤δ_wfmax

后梁厚度限定范围δ_wbmin≤δ_wb≤δ_wbmax

翼肋厚度限定范围

翼稍变形限定范围：e_wt≤e_wtmax

使用优化算法进行融合一体化天线平台的结构/电集成设计优化，得到结构性能和电辐射性能最优的布置方案。

10.根据权利要求9所述一种高空超长航时大展弦比一体化无人飞行平台设计方法，其特征在于：步骤11中，进行气动/结构/电辐射特性多学科协同优化设计的过程为：给定设计变量，包括：

气动方面：翼展、前缘后掠角、后缘后掠角、上反角安装角、特征截面厚度、特征截面弯度、特征截面最大厚度位置、根稍比、翼稍小翼外倾角；

结构方面：前梁厚度、后梁厚度、机身位置加强梁位置、加强梁厚度、特征截面翼肋厚度、天线区域的泡沫厚度、封装复合材料厚度、翼稍变形量；

电特性方面：天线阵元大小、天线阵元数量、天线阵元排布方式；

设计目标为：

气动方面：全机巡航升阻比不低于步骤7优化值(L/C)_c≥(L/C)_c-firstopt

结构方面：全机结构重量不超过步骤10优化值：g(x)≤g(x)_firstopt

电性能方面：全机的辐射性能不低于步骤10的优化值：f(x)≥f(x)_firstopt

设计约束为：

气动外形约束：

巡航升力系数不小于步骤7优化值：C_Lc≥C_Lcfirstopt

天线区域不发生变化：Area_e＝Area_einitial

全机展弦比不变：

结构约束：

蒙皮厚度限定范围a_min≤a≤a_max

泡沫厚度限定范围b_min≤b≤b_max

前梁厚度限定范围δ_wfmin≤δ_wf≤δ_wfmax

后梁厚度限定范围δ_wbmin≤δ_wb≤δ_wbmax

翼肋厚度限定范围

翼稍变形限定范围e_wt≤e_wtmax

电特性约束：

阵元有效面积限定范围：S_es≤S_esmax

阵元数量限定范围：N_es≤N_esmax

使用优化算法进行气动/结构/电辐射特性多学科协同优化设计，得到高空超长航时大展弦比一体化无人飞行平台方案。

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