文 |古軒說史
編輯 | 古軒說史
在無人機領域，旋翼無人機（UAV）在軍事和民用應用中具有廣泛的應用，可是目前無人機的設計過程仍然存在着一些挑戰，如設計周期漫長、制造成本高昂以及維護難度大等問題。
為了應對這些問題，研究人員提出了一種創新的無人機設計方法，旨在獲得輕巧且易于維護的無人機架構，該方法涵蓋了從可配置設計到詳細設計的全過程，并通過一系列步驟來達到優化設計的目标。
01
可配置設計
設計過程以可配置設計為出發點，确定了無人機架構的初始設計範圍，采用基于慣性釋放理論的拓撲優化方法，将初始的幾何模型轉化為實際的無人機架構結構，這一步驟不僅確定了結構的堅固性，還能夠滿足輕量化的要求。
在設計的過程中，還特别考慮了工藝設計，以提高無人機機架的可制造性和可維護性，這種綜合考慮工藝因素的方法，有助于確定最終設計不僅在理論上是優越的，而且在實際制造和維護中也是可行的。
為了驗證無人機機架的耐用性和抗撞性能，進行了動态跌落試驗，通過這一步驟，研究人員能夠對設計的無人機架構結構進行實際的實體測試，進而確定其在現實環境中的表現。
在機架的可配置設計階段，首要任務是确定一個符合要求的初始資料，包括最大起飛重量、最大推重比以及有效載荷等關鍵參數。
這些初始資料将為後續的設計工作提供基礎，通過分析每個螺旋槳所需的最大推力，可以有效地确定無人機的幾何尺寸。
在這一階段，無刷電機和螺旋槳的選擇顯得尤為重要，因為它們與無人機的推力生成和傳遞密切相關。
事實上，無人機的阻力主要是由于螺旋槳的使用産生的，而這與無刷電機的速度常數（KV）有關。
在設計過程中，應考慮電機和螺旋槳的規格，通常情況下較大尺寸的螺旋槳應該搭配較小KV值的電機，以增強多旋翼無人機的推力。
多旋翼無人機根據其旋翼數量通常分為四旋翼、六旋翼和八旋翼無人機等不同類型，八旋翼無人機的運載能力通常高于四旋翼無人機。
多旋翼無人機的機架布局一般可分為“+”型和“X”型兩種，特别是，“X”型機架由于其良好的可控性，在農業等領域得到廣泛應用，基于可配置設計，可以獲得無人機機架的尺寸參數，進而确立初始設計範圍。
可配置設計階段的主要目标是确定一系列關鍵參數，以便為後續的詳細設計提供準确的基礎，這包括從最大起飛重量到推重比，以及螺旋槳和電機的規格選擇。
不同類型的多旋翼無人機也需要根據實際需求進行機架布局的選擇，通過這一階段的努力，設計團隊能夠在後續工作中更好地進行無人機的設計與優化。
02
拓撲優化設計
在完成無人機機架的可配置設計後，下一步是采用基于慣性釋放理論的拓撲優化方法，以獲得機架的優化材料分布，相對于傳統的設計方法，拓撲優化方法可以顯著縮短設計周期，優化的目标是在給定可用體積的限制下，最小化結構的合規性。
在進行高分辨率的拓撲優化時，通常可以用靜态分析來代替動态分析，在無限制無人機的靜态分析中，必須考慮慣性釋放的影響，慣性釋放理論的核心思想是通過從給定的載荷矢量中減去計算得到的剛體慣性，以實作力的平衡。
雖然慣性釋放方法可以解決力平衡問題，但在結構中仍然會出現剛體運動，這可能導緻矩陣奇異性的出現，進而導緻結構剛度無法求解。
為了解決這個問題，必須引入支撐點限制，類似于單點限制的概念，以消除矩陣的奇異性，這些支撐點上不會産生限制力，是以可以忽略限制對結構局部變形和力傳遞路徑的影響。
針對無人機機架的優化問題，設計變量可以選擇單元的相對密度，在優化的過程中，目标是使單元的相對密度接近0或1，盡管優化的結果可能包含許多中間密度元素，但可以通過濾波方法将其減少，進而獲得更加合适的結果。
在針對無人機機架的優化問題中，設計變量的關鍵是單元的相對密度，在進行優化過程時，主要目标是調整這些單元的相對密度，使其接近于0或1，進而實作更優的結構性能，實際的優化結果可能會包含一定數量的中間密度元素，這可以通過濾波方法來減少，為了避免奇點問題，選擇了一個非零向量作為最小相對密度的向量（xmin）。
在設計域的離散化中，元素的數量用氮（N）來表示，懲罰功率（通常記作p）和規定的體積分數（記作f）是需要在優化問題中考慮的參數，V(x)代表材料體積，V0代表設計域的體積。
以八旋翼植保無人機的機架為例，來說明拓撲優化的過程，鋁合金在輕量化設計方面具有較大的潛力，是以在無人機架構的材料選擇上，我們選擇了鋁合金作為材料。
初始結構和其他部件的參數是基于DJI MG-1植保無人機的參考值确定的，該無人機采用了大疆創新最先進的A3飛控，專門為農業環境量身定制的解決方案。
飛行電池和噴嘴的型号分别為MG-12000和XR11001，植保無人機的基本參數在此基礎上進行了設定，根據這些參數，計算得到的最小軸距為1468mm。
無人機架構的初始設計域包括品質為5846 kg的設計空間，該空間經過了98,745個六面體或五面體單元的網格劃分，每個單元的平均尺寸為15毫米，值得指出的是，這個設計域并不包括電機、螺旋槳、藥箱和噴嘴等部件。
在該設計中，每個螺旋槳能夠提供約49.98 N的垂直向上的推力，無人機機架的有效載荷為18 kg，其中包括電池、雷達等部件。
通過第一次拓撲優化，取得了顯著的優化效果，但仍然存在材料備援的問題，必然需要進一步的優化以獲得新的優化方案，使用CAD軟體手動重建了這些優化結果，以再現拓撲優化的建議形狀。
将拓撲優化的結果轉化為可制造的産品，同時保持其優化性能，對傳統的制造技術來說是具有挑戰性的，對于拓撲優化的結果，研究人員希望能夠用具有高慣性品質比的薄壁橫截面來替代實心橫截面的桁架結構。
雖然由于各點的不同厚度，優化結果在制造時存在一些困難，但這些拓撲優化的結果在進一步的工藝設計中仍然具有重要價值。
在拓撲優化之後，需要對優化結果進行尺寸調整，以獲得最佳的結構厚度，進而适應無人機機架的制造過程，這一系列的設計和優化步驟将有助于獲得更輕、更高性能且易于制造的無人機機架結構。
03
流程設計
薄壁結構作為一種具有較高剛性品質比和成熟制造技術的輕量化抗沖擊結構，在工程領域得到廣泛應用，在制造無人機架構時，為了降低制造成本和複雜性，常常需要在設計的早期階段将架構進行分段。
經過優化後的無人機機架可被劃分為8個臂和1個中心輪毂，主要由薄壁元件構成，沖壓工藝以其高效的制造速度和材料使用率等優勢，廣泛應用于薄壁零部件的制造，從降低制造成本的角度來看，沖壓工藝非常适用于無人機架構的制造。
這些八個臂被均勻分布在無人機架構上，而無人機架構和中心輪毂的直徑分别為1468毫米和628毫米，電機安裝平台的直徑為36毫米，每個臂都由電機安裝平台、上部面闆、下部面闆以及連接配接上下部面闆的肋條組成。
肋條和中心輪毂的設計也采用了簡單的薄壁結構，所有的構件都被設計成了薄壁結構，以提高無人機機架的可維護性。
在設計中，還需要對幾何模型的尺寸和形狀進行調整，以獲得輕巧的薄壁架構結構，同時保持拓撲優化結果的剛度并提高可制造性，為避免過多的連接配接器，相鄰的兩個臂的上部和下部面闆被設計成了一體式的結構。
并且小孔也被删除，以確定每個孔的最小尺寸不小于10毫米，肋材和面闆的厚度分别為3毫米和2毫米。
對于上部和下部面闆、電機安裝平台以及中心輪毂，它們的厚度都是2毫米，而連接配接上下部面闆的肋條的厚度為3毫米，整個機架的品質為2.332千克，這一系列的設計和優化步驟有助于創造出既輕量化又具備穩健性的無人機機架結構。
目前，連接配接工藝在制造無人機機架中發揮着重要作用，常見的連接配接方式包括焊接、鉚接以及螺栓連接配接等，與焊接和鉚接相比，螺栓連接配接在大體積無人機機架上具備更多優勢，如友善拆卸、便于維護和運輸，并且連接配接件材料的選擇更加靈活。
在無人機架構的建構過程中，螺栓連接配接被選擇作為連接配接部件的主要方式，螺栓連接配接通常分為三個等級：A級、B級和C級（粗螺栓），從實際應用和強度角度考慮，B級M3内六角螺栓被認為能夠滿足無人機機架的要求。
在不同部件之間存在着八種連接配接方式，這些連接配接方式被設計成了對稱的結構，以確定應力分布更加均勻。
另外，從制造的角度來看，螺栓與連接配接件邊緣之間的距離也需要合理安排，參考國家結構設計規範，M3内六角螺栓孔的直徑d0被設定為3.2毫米，螺栓距連接配接件邊緣的距離不得小于1.5倍的d0，這些精心設計的連接配接方式確定了無人機機架的強度和穩定性。
04
耐撞性驗證
為了評估無人機的耐撞性能，研究團隊進行了跌落試驗并采用有限元分析進行驗證，在滿載植保無人機正常作業狀态下，其最大水準運作速度為4 m/s，最大飛行高度為3 m。
為了模拟最高飛行高度下的墜落情況，研究采用了商用有限元軟體LS-DYNA，起落架由直徑為20毫米的鋁合金圓杆構成，在仿真中，土壤被簡化為一個彈塑性塊。
仿真過程中，架構下落的過程被省略，而是直接給定了碰撞瞬間的速度，具體而言，水準方向X的速度為4000 mm/s，垂直Z負方向的速度為7668 mm/s。
最終的幾何模型包括約10萬個單元，包括殼單元和實體單元，這些單元用于有限元計算中的能量曲線，通過模拟，大量動能被轉化為内能，根據标準，沙漏能量應占總能量的5%以内，以確定模拟結果的可靠性，模拟結果顯示，能量轉化過程是穩定的，沙漏能量小于5%。
從模拟中可以觀察到無人機架構的變形相對較小，在架構結構中，最大應力出現在中心輪毂1處，當應力達到屈服極限時，會發生塑性變形。
雖然中心輪毂1在動态跌落試驗中出現失效，但這不影響後續的更換和維修，這與最初的設計要求是相符的，這些結果表明無人機的結構在跌落試驗中展現出良好的耐撞性能。