復合材料網格增強充氣翼梁的抗彎承載和極限耐壓性能研究

陶強 王長國 譚惠豐

摘要：本文將網格增強薄膜材料的概念應用到無人機充氣翼中，提出了復合材料網格增強充氣翼的概念，通過試驗測試著重分析了復合材料網格增強充氣翼梁的抗彎承載和極限耐壓性能。試驗結果表明，復合材料網格增強充氣梁杭彎承載性能優異，復合材料網格增強充氣梁的極限耐壓能力提升顯著。

關鍵詞：復合材料網格，充氣翼梁，抗彎承載，極限耐壓

中圖分類號：V258 文獻標識碼：A

近年來，無人機在國民經濟生活及軍事等領域的作用越加顯著，無人機以其精準、高效和方便靈活的校射、欺騙、干擾、搜索、偵察以及在復雜環境條件下作戰等多種綜合能力，發揮著越來越顯著的作用[1]。太陽能無人機具有長時間的巡航能力，能大范圍內進行偵察，可以執行多種復雜任務，這些優點是一些常規飛行器不能替代的[2～4]。為了進一步提高太陽能無人機高空長航時的飛行能力，需要對太陽能無人機進行輕量化設計。其中，機翼是無人機的重要組成部分，所以對太陽能無人機機翼進行輕量化設計是提高無人機飛行能力的關鍵。

目前，無人機機翼主要有以下幾種典型的形式：薄膜充氣機翼[5～8]、泡沫填充式機翼[9～11]，復合材料機翼[12～17]以及剛柔混合式機翼[18～21]等。薄膜充氣機翼無人機主要優點是重量輕、大翼面、可高效率折疊、發射條件比較簡單;其主要缺點是剛度低、構型穩定性差、受載荷影響較大、氣動性能比較差。泡沫填充式機翼在完全充氣式機翼的基礎上，通過在翼梁內填充泡沫增強機翼的剛度，雖然在一定程度上使機翼既輕質提高了承載能力，但是承載能力仍顯不足。復合材料機翼無人機主要優點是整體穩定性好，剛度、強度比較高，耐環境性好;它的主要缺點是重量較充氣機翼大，由于不可折疊，只能從地面以整體形式進入平流層，其中這個過程要經過環境復雜的對流層，結構容易被破壞，因此對材料強度要求比較大。剛柔混合式機翼太陽能無人機彌補了前面兩種無人機機翼設計的不足之處，它借用了充氣機翼無人機的可展開形式，對機翼的部分結構進行剛化處理，使機翼的部分結構的材料“由軟變硬”，既保證無人機機翼設計輕量化的要求，又同時提高了機翼結構的剛度和強度，是目前比較有競爭力的機翼結構。剛柔混合式機翼的結構設計包括蒙皮和機翼內部結構的改進，如采用網格增強材料來取代全實材料的蒙皮和機翼內部結構。

充氣薄膜結構由于其優異的輕質、發射成本低以及易于折疊收攏等特性，已然成為空間可展開主承力結構的發展趨勢[22]。雖然薄膜充氣結構具有諸多優點，但其也面臨著自身不足帶來的挑戰。如結構在充氣展開后如何保持強健的結構性能和長期維持足夠的承載剛度。薄膜結構用于承載依賴于充氣壓力的存在，伴隨著其必定存在形狀保持困難、剛度不足、承載不足的缺點[23]。而在航空應用中結構的精度問題密切影響整體結構的功能應用。薄膜充氣結構的主要失效形式是局部皺曲進而引起整體失效。薄膜充氣結構的皺曲與維形困難成為制約其發展的主要因素，薄膜充氣結構的抗屈抑皺問題也成為近年來國內外的研究熱點。

為了提高充氣薄膜結構的耐充壓能力和維形能力，國內外學者進行了不同的嘗試。如采取繩索貼附于充氣結構外表面[24]，或者纖維絲纏繞成網格[25]。王長國等[26]將先進復合材料格柵中格柵的理念與薄膜結合，提出網格增強薄膜材料（Mesh Reinforced Membrane，MRM）的概念，將網格結構拓展應用到充氣結構中，既可實現折疊展開，又可提升結構剛度。

本文將網格增強薄膜材料應用到無人機充氣翼中，提出復合材料網格增強充氣翼的概念，并著重分析了復合材料網格增強充氣翼梁的抗彎承載和極限耐壓性能。

1 復合材料網格增強充氣翼

網格增強薄膜材料（Mesh Reinforced Membrane，MRM）是以網格為中心層，上下層為薄膜的一種層合材料（如圖1所示）。網格材料可采用玻璃纖維膠帶、芳綸纖維帶、碳纖維帶以及其他類似的帶狀材料，網格形式可以多種多樣并可進行設計以滿足材料與結構一體化設計。對網格增強薄膜材料而言，網格層的網格形式、結構參數乃至材料參數的選擇與優化設計將大大影響整體結構的力學性能。

復合材料網格增強充氣翼是以網格增強薄膜材料為主體材料構建的充氣翼，蒙皮層和翼梁均為網格增強薄膜材料，其中本文翼腔采用多管式組合翼梁結構。本文通過試驗分析了復合材料網格增強充氣翼梁的抗彎承載和極限耐壓性能，其中網格增強層選用芳綸纖維材料，薄膜層材料選用聚酰亞胺薄膜。

2 網型優化

為了提高材料的利用率，提升充氣翼梁的承載能力，開展了復合材料網格梁的網型優化設計，首先選取了4種典型的網格結構形式，利用ANSYSAPDL語言參數化建立了相對應的有限元模型，開展了軸向壓力載荷下的線性屈曲分析，并探討了增強肋傾斜角對不同網型增強梁屈曲載荷效率的影響。網格圓柱梁的有限元分析模型如圖3所示，4種復合材料網格梁的長徑比均為10：1，長度為1m，直徑為0.06m，梁底部固支、頂部中心受集中壓縮載荷。

增強肋傾斜角對不同網型增強梁屈曲載荷效率的影響如圖4所示，結果表明，隨著傾斜角的增大，4種復合材料網格梁的屈曲承載效率均先增加后降低，在某一特定傾斜角達到最大值時，Kagome網格和三角形網格梁的承載效率相當且最大，但由于三角形網格梁中肋與肋間的結點太多，不利于加工，且易造成應力集中，因此最優選擇為Kagome網格梁。

3 復合材料網格增強充氣翼梁的力學性能測試

根據前文確定的網型，制備了芳綸纖維增強環氧樹脂基復合材料Kagome網格增強充氣翼梁，并對其抗彎承載和極限耐壓能力進行了試驗測試。便于對比評估，同時制備了純薄膜充氣梁和柔性網格增強充氣梁，如圖5所示。

3.1 復合材料網格增強充氣翼梁的抗彎承載測試

復合材料網格增強梁的抗彎承載測試的裝置如圖6所示，測試結果見表1，在此定義抗彎承載效率來評估網格增強梁的承載性能，即重量每增加1kg充氣梁的抗彎承載載荷的提升值。與純薄膜充氣梁的抗彎承載載荷相比，柔性網格增強充氣梁的抗彎承載效率為32.02N/kg，而復合材料網格增強充氣梁的抗彎承載效率為707.08N/kg，大大提升了充氣梁的抗彎承載性能。

3.2 復合材料網格增強充氣翼梁的極限耐壓測試

復合材料網格增強梁的極限耐壓測試裝置如圖7所示，測試裝置主要包括測壓儀、充氣泵和固定支架幾部分，試驗過程中采用數碼相機監測了充氣梁的充壓爆炸過程，如圖8、圖9所示。通過比較試驗結果發現，純薄膜充氣梁在充壓膨脹過程中薄膜發生了大范圍膨脹，最終在中間段發生爆炸破裂;而柔性網格增強充氣梁和復合材料網格增強充氣梁在充壓膨脹過程中出現了典型的“米其林”效應，變形均勻且都局限在網格中，網格增強層的存在極大地限制了薄膜的變形。

極限耐壓測試結果見表2，純薄膜充氣梁的極限打爆壓力為75.67kPa，而柔性網格增強充氣梁的極限打爆壓力為218.54kPa，復合材料網格增強充氣梁的極限打爆壓力為2.54MPa。定義極限耐壓能力來評估充氣梁的極限耐壓提升率，即兩種充氣梁的極限壓力差值Δp與兩種充氣梁的重量差ΔW的比值。柔性網格增強充氣梁的極限耐壓能力為8.47kPa/g，而復合材料網格增強充氣梁的極限耐壓能力為77.54kPa/g，復合材料網格增強充氣梁的極限耐壓能力提升顯著。

4 結論

本文將網格增強薄膜材料的概念應用到無人機充氣翼中，提出了復合材料網格增強充氣翼的概念，通過試驗測試著重分析了復合材料網格增強充氣翼梁的抗彎承載和極限耐壓性能。試驗結果表明：

（1）復合材料網格增強充氣梁的抗彎承載效率為707.08N/kg，大大提升了充氣梁的抗彎承載性能。

（2）復合材料網格增強充氣梁的極限打爆壓力為2.54MPa，其極限耐壓能力為77.54kPa/g，復合材料網格增強充氣梁的極限耐壓能力較純薄膜充氣梁和柔性網格增強充氣梁的極限耐壓能力提升顯著。

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