輕型無人機復合材料機翼設計分析與驗證

張軍紅，李國民

（中國電子科技集團公司 第三十八研究所，安徽 合肥 230088）

1 引言

小型無人機具有成本低、結構輕、隱身好、航時長、高機動、大過載等設計優(yōu)勢和設計潛力。這些設計目標給無人飛機的機翼結構設計提出嚴峻挑戰(zhàn)。為滿足設計指標和綜合性能，小型無人機必須大量使用復合材料來節(jié)約重量提升性能。綜合國內(nèi)外的無人機、靶機以及輕型和微型飛機，高性能復合材料使用能減重20%～30%［1－3］，復合材料機翼結構設計和試驗驗證成為決定性關鍵環(huán)節(jié)，同時也促進復合材料無人機的發(fā)展。

為了滿足不同的設計要求，機翼可選擇的翼面結構形式較多，如：梁式薄蒙皮、整體式、單塊式、全高度夾心等。以適合輕型飛機的薄蒙皮梁式結構設計，復合材料機翼布局、計算該復合材料機翼的應力分布和剛度強度，并開展試驗驗證。這樣的設計方法和強度分析能為無人機機翼設計積累經(jīng)驗，并為制作和試驗提供參考。

2 機翼結構

小型無人機復合材料機翼采用Naca 4413翼型。機翼由上下蒙皮、主梁、副梁、翼肋等組成。下蒙皮設置舵機口和維修口。機翼骨架預留機翼機身連接的主梁套管、副梁套管和尾撐插口。機翼主梁和副梁承擔機翼升力載荷所引起的彎矩、剪力，機翼蒙皮形成的薄殼結構承擔大部分的扭矩。氣動力直接作用于蒙皮，并通過翼肋匯總傳遞給翼梁。機翼主梁采用工字型設計，腹板為矩形截面，梁的翼緣采用碳纖維層合結構，并與上下蒙皮直接粘合。機翼典型剖面如圖1所示：

在下蒙，預留了舵機安裝口和維修口，并在開口部位采用環(huán)氧樹脂材料口框進行補強。在需要進行螺釘連接的部位，設置金屬預埋，以備配裝時打孔攻絲。

圖1 機翼典型剖面

各部件之間采用共固化、二次固化、膠接、緊固件連接等途徑裝配成整體。固化過程中采用模具和工裝保證各部件的相對配位精確，粘接強度。機翼各個部分材料選擇如圖2所示。

3 復合材料計算控制方程

復合材料強度計算的控制方程分為平衡方程、應力應變方程和應變位移方程三個部分［4－6］。

圖2 機翼部件選材

3.1 平衡方程

平衡方程可以表示為：

3.2 應力－應變方程

以力和力矩的形式，可以將應力－應變方程表示為：

其中Aij、Bij、Dij分別為層壓板薄膜剛度矩陣元、薄膜彎曲耦合矩陣元和彎曲矩陣元。

而層壓板中面的應變和曲度可以表示為：

假設沿著面外z坐標，應變線性變化，則板內(nèi)全厚度任何位置的應變可以表示為：

3.3 應變－位移方程

對于小位移和轉動，中面應變和位移關系的方程為

4 機翼有限元模型

為了研究機翼結構布局、應力分布、材料分布，對機翼結構作了力學簡化，建立有限元模型如圖3所示：

圖3 機翼有限元模型

建模總坐標系原點在根翼肋的前緣點，x軸為順氣流方向，z軸沿機翼的展向向外，y軸符合右手定則。機翼骨架有限元模型如圖4所示。

圖4 機翼骨架有限元模型

上下蒙皮、翼梁和翼肋都簡化成復合材料板（shell）單元。梁采用碳纖維夾心結構。半展機翼全模型共用了2877個四節(jié)點板單元和4個三節(jié)點板單元。

假定半展機翼的載荷，沿展向為橢圓分布，沿弦向為均勻分布，載荷加在機翼下蒙皮。如圖5所示。

圖5 載荷簡化圖

邊界條件簡化和約束布置需要仿照真實結構，在半展機翼的根部梁所在位置固支，如圖6所示。

圖6 機翼約束簡化

有限元模型中材料鋪設方向與實際機翼相同，蒙皮的纖維主方向沿展向向外，翼肋上纖維主方向平行于航向。材料選用HD03／T300預浸料，其工藝和性能穩(wěn)定，能提供較大的承載能力，根據(jù)設計要求，對材料的主要力學性能測試如表1所示：

表1 材料的主要力學性能測試表

5 試驗安排

為了驗證設計分析和計算，對該型復合材料機翼開展了靜強度試驗。試驗系統(tǒng)原理如圖7所示。

圖7 試驗系統(tǒng)原理圖

試驗件固定支架、夾具、保護設置以及部件安裝方式如圖8所示。試驗時應將銷釘插入銷釘孔固定機翼，防止機翼在加載過程拉脫，也可以更好模擬機翼真實工作狀態(tài)（見圖9）。

6 分析與對比

當加載至使用載荷，有限元結果顯示翼尖位移為239mm，試驗結果為258mm（見圖10）。

在極限載荷下。主梁根部與上下蒙皮連接位置、尾撐桿套管附近和翼肋1和翼肋2之間的蒙皮應變較大，局部超過3000με，需要適當加強。其它部位在1800με以下，整體應變水平不高。

圖8 機翼試驗件安裝圖

圖9 測試單元

圖10 位移測點布置

圖11 上蒙皮應變片粘貼位置

圖12 下蒙皮應變片粘貼位置

由表2和圖11～12可以知，機翼蒙皮應變由根部向端部遞減，上蒙皮應變略高于下蒙皮的應變。接近翼稍的區(qū)段應變很小。24點位置無主梁支持，下蒙皮可以簡化為四邊固支板，跨度較大，在載荷作用下應變測試結果為輕微受壓狀態(tài)，該現(xiàn)象與定性分析相符合。

表2 機翼蒙皮關鍵位置應變（με）

在極限載荷作用下，上下蒙皮應力水平不高，在250Mpa以下，材料性能還有余量。主梁碳纖維層應力在500Mpa以下，能夠滿足設計要求。

7 結論

（1）計算和試驗結果表明，機翼結構的靜強度能夠滿足設計要求。

（2）對該型復合材料機翼的計算和試驗結果基本吻合，該方法可以指導工程設計，提高效率，縮短周期。

（3）有限元計算和試驗表明，應力最大的部位出現(xiàn)在機翼根部主梁和蒙皮上，在設計過程中應予以關注。

（4）由試驗獲得關鍵部位的應力應變值，為進一步進行強度分析和結構優(yōu)化提供了有利條件，并輔助進行模型正確性評估和判斷。

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