摘要
以国家某重点项目平流层长航时固定翼无人机项目为依托，研究无人机机翼结构件的成型技术。在保证无人机机翼结构强度、刚度、稳定性的前提下，通过外模压内气压的加压方式并结合热板烘箱加热技术固化成型碳纤维复合材料泡沫夹芯结构主梁和前缘；对主梁产品进行加载试验和有限元分析，根据分析结果对主梁产品表面补强。结果表明，补强后的主梁产品可满足2.5倍额定载荷要求，同时可承受102 N·m扭矩，且总重7.2 kg，前缘产品重0.19 kg，实现机翼结构部件的轻量化；本文研制产品满足各项技术指标，为超轻碳纤维复合材料结构件的成型提供新的技术手段。
固定翼无人机的结构设计对质量非常敏感，质量系数控制在30%以下，可以为无人机系统的燃油动力、有效载荷和隐身补偿等留出质量空间，减少动力耗损，达到增强续航能力的效
| 材料 | 密度 /g·c | 拉伸模量 /GPa | 拉伸强度 /MPa | 比强度 /1 | 比模量 /1 |
|---|---|---|---|---|---|
| 碳纤维/环氧 | 1.57 | 138 | 1520 | 0.97 | 9 |
| 芳纶纤维/环氧 | 1.38 | 86 | 1520 | 1.10 | 6 |
| 玻璃纤维/环氧 | 2.0 | 55 | 1790 | 0.90 | 3 |
| 超高强钢 | 7.83 | 207 | 1750 | 0.22 | 3 |
| 高强铝合金 | 2.7 | 72 | 647 | 0.24 | 3 |
图1 蜂窝夹芯结构与泡沫夹芯结构
Fig.1 Honeycomb sandwich structure and foam sandwich structure
常用的几种芯材性能参数如
| 材料 | 密度 /g·c | 压缩强度 /MPa | 剪切强度/MPa | |
|---|---|---|---|---|
| 纵向 | 横向 | |||
| PMI泡沫 | 0.05 | 0.85 | 0.85 | |
| PVC泡沫 | 0.07 | 0.95 | 0.85 | |
| 铝蜂窝 | 0.03 | 0.45 | 0.44 | 0.24 |
| 芳纶蜂窝 | 0.05 | 2.43 | 1.37 | 0.80 |
本文以国家某重点项目平流层长航时固定翼无人机项目为依托，研制碳纤维复合材料泡沫夹芯结构主梁和前缘。碳纤维基材选用高强平纹碳布和高模单向碳纤维，树脂选用中温固化环氧树脂，制品可于-75～80 ℃下长期使用，具有良好的机械性能和优良的抗冲击韧性。泡沫选用聚甲基丙烯酰亚胺（PMI）泡沫，热变形温度为180～240 ℃，抗压强度在0.5 MPa以上，与树脂体系相容性好，是综合性能较好的新型高分子结构泡沫材
主梁作为无人机机翼结构的主要承力件，承受飞行过程中的大部分升力和过
图2 Heliplat无人机机翼结构
Fig.2 Wing structure of the Heliplat UAV
本文主梁由两段中梁、两外梁和6个连接件组成，如
图3 机翼主梁结构
Fig.3 Wing spar structure
传统的碳纤维复合材料矩形管成型多采用手糊、RTM法、缠绕
为解决以上成型问题，本文主梁采用外模压+内气压成型工艺。充分利用风管耐热性、柔软性、可延展性等优点，在风管充气膨胀过程中，对主梁管件四面均匀施加压力，并依靠模具型腔使碳布层和泡沫层充分接触，紧密粘合。加热固化采用热板烘箱加热技术，如
图4 热板烘箱
Fig.4 Hot plate oven
图5 碳纤维复合材料泡沫夹心结构中梁及截面
Fig.5 Carbon fiber foam sandwich structure mid-win beam and cross-section
机翼根部扭矩较大，为验证主梁产品抗扭力学性能，对碳纤维复合材料泡沫夹芯结构主梁进行抗扭试验。因仅在主梁管件根部施加载荷做破坏性试验，制作长1 000 mm中梁样件，将中梁样件一端根部安装固定工装及加载工装，在加载工装两侧的加载杆件上分别施加向下的作用力和向上的作用力，加载点距梁腹板1 000 mm处，如
图6 碳纤维泡沫夹芯结构主梁抗扭试验
Fig.6 Torsion test of main beam of carbon fiber composite foam sandwich structure
中梁和外梁分别进行抗弯试验，以达2.5倍额定载荷要求为指标，如
（a） 中梁抗弯试验
（b） 外梁抗弯试验
图7 碳纤维泡沫夹芯结构主梁抗弯试验
Fig.7 Bending test of main beam of carbon fiber foam sandwich structure
| Fi | 加载位置/m | 加载载荷/N | Fi | 加载位置/m | 加载载荷/N |
|---|---|---|---|---|---|
| F1 | 0.0 | -5.1 | F8 | 3.6 | 6.9 |
| F2 | 0.5 | 6.9 | F9 | 4.1 | 6.9 |
| F3 | 1.0 | 6.9 | F10 | 4.6 | 7.2 |
| F4 | 1.5 | 6.9 | F11 | 5.1 | 7.4 |
| F5 | 2.0 | 6.9 | F12 | 5.6 | 7.4 |
| F6 | 2.5 | 6.9 | F13 | 5.9 | 7.4 |
| F7 | 3.1 | 6.9 | F14 | 6.6 | 3.7 |
| Fi | 加载位置/m | 加载载荷/N | Fi | 加载位置/m | 加载载荷/N |
|---|---|---|---|---|---|
| F1 | 0.5 | 7.5 | F7 | 3.6 | 5.0 |
| F2 | 1.0 | 7.0 | F8 | 4.1 | 4.6 |
| F3 | 1.5 | 6.7 | F9 | 4.6 | 4.1 |
| F4 | 2.0 | 6.2 | F10 | 5.1 | 3.7 |
| F5 | 2.5 | 5.8 | F11 | 5.6 | 2.6 |
| F6 | 3.1 | 5.4 | F12 | 5.9 | 2.6 |
采用Ansys软件对试验结果仿真分析，建立碳纤维复合材料泡沫夹心结构主梁的仿真模型，材料性能参数见
密度 /g·c | 压缩强度 /MPa | 拉伸强度 /MPa | 拉伸模量 /MPa | 剪切强度 /MPa | 剪切模量 /MPa | 泊松比 |
|---|---|---|---|---|---|---|
| 0.05 | 0.85 | 1.68 | 83 | 0.85 | 30 | 0.33 |
密度 /g·c | 弹性模量/GPa | 压缩强度/MPa | 拉伸强度/MPa | 剪切强度 /MPa | 剪切模量 /GPa | 主泊松比 | |||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 0° | 90° | 0° | 90° | 0° | 90° | ||||||
| 1.80 | 158.0 | 9.42 | 1200.0 | 250.0 | 1500.0 | 250.0 | 70 | 5.0 | 0.3 | ||
密度 /g·c | 拉伸强度 /MPa | 拉伸模量 /GPa | 剪切强度 /MPa | 断裂伸长率 /% | 泊松比 |
|---|---|---|---|---|---|
| 1.91 | 4029 | 540 | 61 | 0.8 | 0.29 |
仿真结果见
（a） 压应力引起凸缘破坏
（b） 压应力引起腹板破坏
（c） 剪切力引起腹板破坏
图8 碳纤维复合材料泡沫夹芯主梁断裂受力分析
Fig.8 Fracture force analysis of carbon fiber composite foam sandwich spar
在进行补强前需要对主梁受压面进行清理，并在受压面应力集中区域铺放高模碳纤维预浸料单向带和加强筋，如
图9 碳纤维复合材料泡沫夹芯主梁表面补强
Fig.9 Surface reinforcement of carbon fiber composite foam sandwich spar
表面补强后的主梁产品再次进行抗弯试验，满足2.5倍额定载荷要求，同时可承受102 N·m扭矩，有良好的抗弯和抗扭力学性能。通过壁厚检测发现，各面壁厚均匀性较好，尺寸精度高，内外表面光洁。该结构四段主梁总重7.2 kg，是同尺寸碳纤维复合材料实芯结构主梁质量的1/7，减重效果显著，实现了机翼结构轻量化设计需求。
现有机翼前缘普遍采用金属制作成翼面维形构件，南京航空航天大学华小歌研究了一种玻璃纤维-铝锂合金板机翼前缘结
图10 玻璃纤维-铝锂合金板机翼前缘结构
Fig.10 The leading-edge of the wing with glass fiber-aluminum-lithium alloy plate
为解决在高低温环境下的回弹现象，本文选用的碳纤维复合材料线胀系数为-0.56×1
图11 碳纤维复合材料前缘
Fig.11 Front edge and rear beam of carbon fiber composite material
（1）本文采用外模压＋内气压的热板烘箱加热方式，解决了大长径比碳纤维复合材料结构件加热固化对大型加热设备的依赖问题，此成型工艺制造产品具有外形尺寸精度高、表面光洁等优点，同时热板烘箱加热具有通用性强、效费比高和重复利用的显著优势。
（2）本文对主梁产品进行加载试验和有限元分析，找到强度薄弱环节并通过对主梁产品表面补强，使主梁产品各向力学性能满足指标要求，满足2.5倍额定载荷要求，同时可承受102 N·m扭矩，有良好的抗弯和抗扭力学性能。
（3）本文采用碳纤维泡沫夹芯结构制备的主梁产品总质量7.2 kg，6 600 mm长前缘产品结构质量0.19 kg，实现机翼结构部件的轻量化。
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