3 长航时无人机结构设计技术
长航时无人机普遍采用轻质复合材料大展弦比机翼，使得结构质量减轻，诱导阻力减小，但是复合材料结构柔性显著降低了大展弦比机翼的整体刚度，使得气动弹性稳定性问题异常突出[70-71].长航时无人机结构设计需要同时满足结构强度、刚度、静/动气动弹性等多个方面的约束.因此，大展弦比机翼气动弹性建模和分析、复合材料机翼气动弹性剪裁以及考虑复合机翼机身制造的结构优化设计是长航时无人机结构设计的关键技术问题.
3.1 大展弦比机翼气动弹性分析
长航时无人机飞行过程中，机翼结构大柔性会引起几何非线性，导致气动载荷重新分布，翼面局部攻角增加，气流更容易发生分离，引发气动非线性特征，最终导致复杂的非线性气动弹性问题，此外，结构柔性的增加还会导致飞机颤振边界的提前.2003年，“太阳神”无人机在试飞中经历严重的非线性气动弹性问题，最终解体，如图8所示.NASA在随后的调查报告中，事故原因被认为是缺乏对飞行大变形情况的分析.
3.1.1 非线性气动弹性建模
对于大柔性飞行器全机气动弹性分析而言，其结构具有局部非线性特征，机翼变形较大，几何非线性特征明显，但机身变形仍保持线性特征.机翼、机身和尾翼通过边界协调条件实现各部件的相互连接.因此对机翼建立准确的非线性气动弹性模型尤为关键.建立大展弦比机翼气动弹性模型需要耦合结构模型和气动模型，常用的结构和气动模型如图9所示.
图8 “太阳神”无人机非线性气动弹性问题
Fig.8 Nonlinear aeroelastic of the “Helios” UAV
图9 常用气动/结构分析模型
Fig.9 Common aerodynamic/structural analysis models
在常用的结构动力学模型中，非线性运动梁理论和几何精确本征梁理论对于简单梁结构有较好的求解精度和较高的求解效率，但是难以处理复杂结构模型.非线性位移基有限元方法比较成熟，在复杂模型适用性和求解精度上都有较好表现，但求解效率低下.常用的气动模型特点和适用范围见表4.
表4 气动模型对比
Tab.4 Comparison of aerodynamic analysis models
不同的结构模型和气动模型相结合，最终得到不同方程形式的气动弹性模型.如基于非线性运动梁理论，气动弹性方程可以表示为
对于几何精确本征梁模型，其结构模型为一阶形式，因此气动弹性方程可以表示为
对于多体系统动力学方法，气动弹性方程如下：
Φ(q,t)=0，
式中,q=[qstru qaero].其中:qstru为气动弹性方程结构位移变量；qaero为气动弹性方程气动变量，具体定义依据气动模型的选取.
3.1.2 非线性静/动气动弹性分析
大展弦比机翼易发生大的弯扭变形，导致无人机结构和气动特性发生变化，引发气动弹性发散和操纵效率降低甚至反效等静气动弹性问题，严重危害无人机飞行安全.
Smith等[78]和Garcia等[79-80]分别基于几何精确本征梁理论和三维几何非线性梁理论，结合Euler求解器，研究了大展弦比柔性机翼的静态气动弹性特性，Garcia[79]对跨声速下大展弦比平直翼和后掠翼的静气动弹性进行了研究，探讨了跨声速阻力和结构弯扭耦合的关系.国内西北工业大学周洲团队也开展了相关研究[81-83]，通过编写计算结构力学和计算流体力学耦合求解器，研究了类似“太阳神”布局无人机的静气动弹性问题.研究表明，此类无人机受载变形会降低升阻比，增大滚转、偏航力矩导数，引起气动载荷的重新分布向翼根转移，但是静气动弹性变形可以有效缓和存在的纵向静不稳定现象，同时显著改变全机的横航向稳定性等.
对复合材料大展弦比机翼动气动弹性问题，国内外学者的研究主要集中在动气动弹性稳定性和气动弹性动响应领域.分析大展弦比机翼动气动弹性稳定性问题，通常采用等效梁板模型.刘湘宁等[84]基于结构几何非线性的大变形欧拉梁和片条理论，建立了大展弦比复合材料机翼的非线性气动弹性分析模型，分析了铺层角、展弦比、机翼线密度等参数对颤振速度的影响，并且以机翼颤振速度为目标函数对大展弦比复合材料机翼进行气动裁剪设计.Attaran等[85]使用有限元方法，分析了机翼展弦比、后掠角以及铺层顺序对颤振速度的影响.Kameyama等[86]采用变截面的复合材料板模型建立非线性气动弹性模型，研究了机翼的颤振发散特性，并且利用遗传算法对复合材料机翼结构进行了优化.
针对气动弹性动响应问题，Cesnik等[87-88]和Brown等[89]开发了气动弹性仿真框架.在此基础上，Su等[90-91]引入了阵风模型.对柔性飞机的配平、纵向稳定性和阵风响应，以及翼身融合布局飞行器阵风响应和颤振特性进行了详细研究.Tang等[92]基于非线性梁理论和ONERA失速模型，对大展弦比柔性机翼的阵风响应进行了研究，探讨了阵风分布的影响.Patil等[93-95]考虑气动弹性非线性，对不同展弦比柔性机翼的极限环振荡特性进行了研究，并提出了主动控制方法.Kim等[96]在Crespo非线性梁模型中加入了外挂，研究了外挂质量、外挂惯性和外挂位置对机翼极限环振荡特性的影响.Zhang等[97]研究发现，在不发生失速的情况下，结构的几何非线性可以导致大展弦比机翼出现极限环振荡，随着飞行速度的增加，动态失速成为主导，极限环现象变得更加复杂.
