基于拓扑优化的无人机设计方法

技术领域

本发明涉及一种无人机设计方法，尤其是一种基于拓扑优化的无人机设计方法，属于无人机设计领域。

背景技术

无人机的机身，尤其是多旋翼无人机的机身多采用机臂与上、下板的组合结构，为满足强度、刚度和固有频率等设计目标，工程师会根据经验在其认为机身薄弱的位置通过增加材料或增加支撑来提高整机的结构强度。

而这种无人机结构设计方法主要依赖于设计师的工程经验，设计结果往往高于预估结构强度、同时有质量冗余。

传统的无人机设计中，都是根据经验先设计好无人机的机身，在根据搭载的设备确定设备实际搭载位置，以使得无人机整体具有更好的力学特性，这种方式设计出的无人机，其机身质量或机身体积会存在冗余。

此外，现有技术中还具有针对无人机结构进行拓扑优化设计的方法，其主要根据现有结构通过拓扑优化进行减重设计，这种方法只能针对具有特定加工制造方法(例如3D打印、板杆装配等)进行二次的结构减重设计，实际上是基于拓扑优化的减重设计，而不是直接对无人机的结构进行设计。

另外，现有的无人机机身设计，不会考虑加工制造能力，导致设计结果与加工能力不匹配，出现加工困难，实际加工无法达到设计要求等问题。

因此，亟待设计一种不依赖工程经验、综合考虑实际制造加工能力，做到设计-制造一体化的无人机设计方法。

发明内容

为了克服上述问题，本发明人提供了一种基于拓扑优化的无人机设计方法，包括以下步骤：

S1、构建机身设计域；

S2、基于机身设计域构建机身拓扑优化模型，获得机身三维模型；

S3、根据三维模型制造最终的机身。

优选地，步骤S1中，所述机身设计域是指不包含桨平面设计空间、航电设计空间、电池空间、机载设备空间的无人机结构区域。

优选地，在步骤S2中，所述拓扑优化模型采用单材料拓扑优化模型。

优选地，所述拓扑优化模型的构建包括以下子步骤：

S21、限定材料及其参数；

S22、限定力学特性；

S23、限定多工况约束条件，进行初次拓扑优化，获得新的设计域；

S24、重复步骤S22、S23对新的设计域进行多次拓扑优化，获得机身模型。

优选地，步骤S21中，所述材料及其参数是指拟采用的机身材料及材料参数，其中，材料参数包括材料杨氏模量、泊松比和剪切模量。

优选地，步骤S22中，所述力学特性是指机身受到的所有作用力，通过机身受力参数表达，

所述受力参数为能够描述无人机机身受力情况的参数，当机身受力形式为直接作用力时，受力参数包括受力位置、受力方向和可承受的最大受力值；当机身受力形式不是直接作用力时，受力参数包括扭矩力及作用力与机身连接位置。

优选地，在步骤S23中，设置多工况约束条件为体积约束，设置多工况约束的目标值为柔度最小目标，对机身设计域进行初次拓扑优化，获得新的设计域。

优选地，初次优化时，多工况约束条件设定值为0.05～0.3；

多工况约束的约束函数可以表示为：

KU＝F

0≤x≤1

其中，min表示最小化，x表示单元密度，c表示柔度，U表示模型位移向量，K为模型刚度矩阵，T为转置，e表示拓扑中划分的单元编号，N表示单元的总数，x

优选地，在步骤S24中，每次优化过程中的多工况约束条件设定值不完全相同。

优选地，在步骤S3中，通过3D打印获得最终的机身模型。

本发明所述的基于拓扑优化的无人机设计方法，具有的有益效果包括：

(1)根据本发明提供的基于拓扑优化的无人机设计方法，无需设计工程经验，可以针对特定使用要求实现对机身结构的合理设计；

(2)根据本发明提供的基于拓扑优化的无人机设计方法，有效降低人为经验主义因素对机身结构设计的影响，从理论角度最大程度地提高设计结构地利用效率，提高结构设计效率。

附图说明

图1示出一种优选实施方式的基于拓扑优化的无人机设计方法流程示意图；

图2示出实施例1中无人机机身外包络结构图；

图3示出实施例1中无人机机身设计域图；

图4示出实施例1中拓扑优化后无人机机身三维模型图；

图5示出实施例1中3D打印获得的无人机机身；

图6示出了实施例1最终获得的机身某位置结构；

图7示出了实施例1中原机身与图6相对应位置的结构。

具体实施方式

下面通过附图对本发明进一步详细说明。通过这些说明，本发明的特点和优点将变得更为清楚明确。

本发明提供了一种基于拓扑优化的无人机设计方法，通过对无人机机身进行拓扑优化，获得机身模型，包括以下步骤：

S1、构建机身设计域；

S2、基于机身设计域构建机身拓扑优化模型，获得机身三维模型；

S3、根据三维模型制造最终的机身。

不同于传统的无人机设计，本发明公开的方法，在设计前确定无人机搭载的桨面、航电设备、电池以及其它机载设备的类型、体积、质量和放置位置，以这些信息为基础，设计并获得与搭载设备相适应的机身。

步骤S1中，所述机身设计域是无人机结构中可进行设计的设计域，具体地，所述机身设计域是指不包含桨平面空间、航电设备空间、电池空间、机载设备空间的无人机结构区域。

优选地，通过经验获得无人机机身外包络，将其作为初始设计域，删除其中的桨平面设计空间、航电设备设计空间、电池空间、机载设备空间，获得无人机机身设计域。

其中，所述航电设备是指无人机的飞控系统，例如机载计算机等，所述机载设备空间是指无人机搭载的其它设备，例如吊舱、数据链等。

在本发明中，对获得机身设计域的具体方式不做特别限定，本领域技术人员可根据经验进行。

在一个优选的实施方式中，若待设计的无人机机身为轴对称的，可以只构建一半的机身设计域并进行拓扑优化，优化后的模型对称拓展即可获得最终的三维模型，以降低优化过程中的运算量，提高优化效率。

在步骤S2中，针对机身设计域构建机身拓扑优化模型，在本发明中，所述拓扑优化模型的建立和求解可以采用任意一种工具软件进行，如ANSYS、COMSOL、Optistruct、Tosca、abaqus等，

进一步地，所述拓扑优化模型采用基于密度(SIMP)的单材料拓扑优化模型，优选地，所述拓扑优化模型的建立包括以下子步骤：

S21、限定材料及其参数；

S22、限定力学特性；

S23、限定多工况约束条件，进行初次拓扑优化，获得新的设计域；

S24、重复步骤S22、S23对新的设计域进行多次拓扑优化，获得机身模型。

步骤S21中，所述材料及其参数是指拟采用的机身材料及材料参数，其中，材料参数包括材料杨氏模量、泊松比和剪切模量。

根据本发明，机身的不同位置可以采用不同的材料，当机身采用不同材料进行设计时，优选地，所述材料参数刚度和强度的取值为所选材料中刚度的最低值和强度的最低值，以保证优化后的无人机机身模型性能高于设计要求。

在一个优选的实施方式中，选用铝合金或碳纤维材料作为机身材料。

在无人机飞行过程中，无人机机身会受到多种作用力，例如载荷重力、电池重力、桨升力等，不同的作用力对机身的设计有直接影响，在拓扑优化过程中，需要根据这些作用力进行限定。

步骤S22中，所述力学特性包括静力学特性和动力学特性，所述静力学特性是指机身在固定不变载荷作用下的受力，如载荷重力、电池重力，所述动力学特性是指机身在可变载荷作用下的受力，如桨升力。

具体的静力学特性和动力学特性分析方法在本发明中不做赘述，本领域技术人员可根据经验通过理论推导获得。

进一步地，所述力学特性是指机身受到的所有作用力，通过机身受力参数表达，所述受力参数为能够描述无人机机身受力情况的参数，当受力形式为直接作用力时，作用力直接作用在机身上，通过受力位置、受力方向和可承受的最大受力值即可描述无人机机身受力情况，例如电池重力；

当无人机机身受到的力不是直接作用到无人机机身上时，将其转换为扭矩力，将扭矩力及作用力与机身连接位置作为受力参数，例如，动力系统产生的升力，通过机臂传递到机身上，通过机身与机臂连接端的扭矩值即可描述无人机机身受力情况。

在一个优选的实施方式中，将动力学特性中可变载荷的峰值提取，作为静力学特性。例如动力系统产生对机身的升力为动力学特性，将动力系统通过机臂传递至机身上的最大法向过载、轴向过载峰值的扭矩值提取，作为静力学特性。

将动力学特性中的峰值转换成静力学特性，既保证了设计出的机身结构满足设计要求，又简化了模型，方便计算。

无人机在飞行时下是一个受平衡力的状态，而拓扑优化方法需要根据受力点和固定点定义边界条件，不同的载荷、边界条件往往得到不同的最优结构，如何等效飞行状态的受力是影响拓扑优化的关键之处。

根据本发明一个优选的实施方式，将拓扑优化中的边界条件施加在电机和机身的连接位置。

进一步地，将载荷受力情况通过施加加速度场等效，所述载荷是指航电设备、电池以及其它机载设备，所述加速度场是指无人机在设计工况下的加速度，根据加速度获得载荷受力F，所述设计工况包括悬停/平飞、最大加速度爬升、最大前飞加速和最大急停减速。

通过仿真验证，这种等效方法可以精准替代实际飞行环境下机身的受力条件，使得优化后的得到的模型更符合要求。

在步骤S23中，所述多工况约束条件设定为体积约束。

进一步地，多工况约束的目标值为柔度最小目标，柔度反应模型在力作用下的变形能力，柔度最小，即在相同力作用下模型变形最小。

在一个优选的实施方式中，多工况约束的约束函数可以表示为：

/>

KU＝F

0≤x≤1

其中，min表示最小化，x表示单元密度，c表示柔度，U表示模型位移向量，K为模型刚度矩阵，T为转置，e表示拓扑中划分单元编号，N表示单元的总数，x

进一步地，根据步骤S21～S23的限定和约束，利用工具软件的拓扑优化功能对机身设计域进行初次优化，获得新的设计域。

在步骤S24中，重复步骤S22～S23，对获得的新的设计域再次进行优化，经过多次优化后，获得最终的机身模型。

发明人发现，通过多次优化，能够极大提高模型整体收敛效果，相比于单次优化，其获得的机身模型体积更小，且不易出现优化过度导致的机身模型部分位置断接现象。

进一步地，每次优化过程中的多工况约束条件设定值不完全相同，优选地，初次优化时，多工况约束条件设定值为0.05～0.3，以快速初步删除多余的机身体积。

在一个更优选的实施方式中，进行三次优化，第一次优化时多工况约束条件设定值为0.05～0.15，第二次优化时多工况约束条件设定值为0.05～0.15，第三次优化时多工况约束条件设定值为0.2～0.4，发明人发现，上述设计参数下，能够获得最优的机身模型。

优选地，还对多次优化获得的固定单元进行评价，确认其是否满足标准，若不满足标准，则重复步骤S23～S24，以确保最终获得的机身三维性能满足设计要求。

优选地，当优化后的机身模型无结构断裂，且结构最大应力为材料许用应力的70％～100％，则认为获得的新的设计域满足标准，否则认为获得的新的设计域不满足标准。

在一个优选的实施方式中，将获得的机身三维模型进行边界柔顺化处理，具体边界柔顺化的方式在本发明中不做特别限定，例如可以采用工具软件中自带的柔顺化算法进行。

在步骤S3中，根据三维模型制造最终的机身，可以采用3D打印的方式制造，也可以将机身三维模型拆解为多个独立零件，在独立零件上设置连接结构，从而形成组装三维模型。

优选地，通过工具软件将步骤S2获得的模型转化为可打印模型，通过3D打印获得最终的机身模型；3D打印为一体化制造，其能够更好的对设计模型进行再现，避免模型不稳定现象出现。

优选地，在获得最终的模型后，还对模型进行多工况条件下的实际测试，以检查模型是否满足设计要求。

实施例

实施例1

对某型号无人机机身结构重新设计，该无人机最大前飞/急停加速度为6m/s

通过以下步骤进行：

S1、构建机身设计域；

S2、基于机身设计域构建机身拓扑优化模型，获得机身三维模型；

S3、根据三维模型制造最终的机身，

步骤S1中，构建一半的机身设计域，无人机机身外包络如图2所示，删除其中的桨平面设计空间、载荷设计空间、电池空间，获得无人机机身设计域如图3所示，

在步骤S2中，对机身设计域进行拓扑优化，限定材料为铝合金材料，不同工况下的作用力如表一所示，进一步地，将动力学特性中的峰值转化为静力学特性

表一

进一步地，多工况约束条件设定为体积约束，目标值为柔度最小目标，函数为：

KU＝F

0≤x≤1

共进行3次优化，第一次体积约束约束值设置为0.1，第二次约束值设置为0.1，第三次约束值设置为0.3，经过三次优化，获得的机身三维模型如图4所示。

将获得的机身三维模型轴对称拓展后获得整体的机身三维模型，进行3D打印后，获得最终的机身，如图5所示。

在获得的机身上安装上无人机的桨叶、航电设备、电池、机载设备，对无人机进行6m/s

将最终获得的机身与原型号无人机机身比较，图6示出了本实施例最终获得的机身某位置结构，图7示出了该型号原机身对应位置的结构，从图上可以看出，本实施例获得的机身用材更少，结构更加精简，最终获得的机身重量为0.42kg，原无人机机身重量为0.65kg，减重超过35％，极大提升了无人机的续航能力。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”、“内”和“外”等指示的方位或位置关系为基于本发明工作状态下的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

以上结合了优选的实施方式对本发明进行了说明，不过这些实施方式仅是范例性的，仅起到说明性的作用。在此基础上，可以对本发明进行多种替换和改进，这些均落入本发明的保护范围内。