輕型無(wú)人機(jī)復(fù)合材料機(jī)翼設(shè)計(jì)分析與驗(yàn)證

張軍紅，李國(guó)民

（中國(guó)電子科技集團(tuán)公司 第三十八研究所，安徽 合肥 230088）

1 引言

小型無(wú)人機(jī)具有成本低、結(jié)構(gòu)輕、隱身好、航時(shí)長(zhǎng)、高機(jī)動(dòng)、大過(guò)載等設(shè)計(jì)優(yōu)勢(shì)和設(shè)計(jì)潛力。這些設(shè)計(jì)目標(biāo)給無(wú)人飛機(jī)的機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提出嚴(yán)峻挑戰(zhàn)。為滿足設(shè)計(jì)指標(biāo)和綜合性能，小型無(wú)人機(jī)必須大量使用復(fù)合材料來(lái)節(jié)約重量提升性能。綜合國(guó)內(nèi)外的無(wú)人機(jī)、靶機(jī)以及輕型和微型飛機(jī)，高性能復(fù)合材料使用能減重20%～30%［1－3］，復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和試驗(yàn)驗(yàn)證成為決定性關(guān)鍵環(huán)節(jié)，同時(shí)也促進(jìn)復(fù)合材料無(wú)人機(jī)的發(fā)展。

為了滿足不同的設(shè)計(jì)要求，機(jī)翼可選擇的翼面結(jié)構(gòu)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(jī)的薄蒙皮梁式結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，復(fù)合材料機(jī)翼布局、計(jì)算該復(fù)合材料機(jī)翼的應(yīng)力分布和剛度強(qiáng)度，并開(kāi)展試驗(yàn)驗(yàn)證。這樣的設(shè)計(jì)方法和強(qiáng)度分析能為無(wú)人機(jī)機(jī)翼設(shè)計(jì)積累經(jīng)驗(yàn)，并為制作和試驗(yàn)提供參考。

2 機(jī)翼結(jié)構(gòu)

小型無(wú)人機(jī)復(fù)合材料機(jī)翼采用Naca 4413翼型。機(jī)翼由上下蒙皮、主梁、副梁、翼肋等組成。下蒙皮設(shè)置舵機(jī)口和維修口。機(jī)翼骨架預(yù)留機(jī)翼機(jī)身連接的主梁套管、副梁套管和尾撐插口。機(jī)翼主梁和副梁承擔(dān)機(jī)翼升力載荷所引起的彎矩、剪力，機(jī)翼蒙皮形成的薄殼結(jié)構(gòu)承擔(dān)大部分的扭矩。氣動(dòng)力直接作用于蒙皮，并通過(guò)翼肋匯總傳遞給翼梁。機(jī)翼主梁采用工字型設(shè)計(jì)，腹板為矩形截面，梁的翼緣采用碳纖維層合結(jié)構(gòu)，并與上下蒙皮直接粘合。機(jī)翼典型剖面如圖1所示：

在下蒙，預(yù)留了舵機(jī)安裝口和維修口，并在開(kāi)口部位采用環(huán)氧樹(shù)脂材料口框進(jìn)行補(bǔ)強(qiáng)。在需要進(jìn)行螺釘連接的部位，設(shè)置金屬預(yù)埋，以備配裝時(shí)打孔攻絲。

圖1 機(jī)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(guò)程中采用模具和工裝保證各部件的相對(duì)配位精確，粘接強(qiáng)度。機(jī)翼各個(gè)部分材料選擇如圖2所示。

3 復(fù)合材料計(jì)算控制方程

復(fù)合材料強(qiáng)度計(jì)算的控制方程分為平衡方程、應(yīng)力應(yīng)變方程和應(yīng)變位移方程三個(gè)部分［4－6］。

圖2 機(jī)翼部件選材

3.1 平衡方程

平衡方程可以表示為：

3.2 應(yīng)力－應(yīng)變方程

以力和力矩的形式，可以將應(yīng)力－應(yīng)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(yīng)變和曲度可以表示為：

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

3.3 應(yīng)變－位移方程

對(duì)于小位移和轉(zhuǎn)動(dòng)，中面應(yīng)變和位移關(guān)系的方程為

4 機(jī)翼有限元模型

為了研究機(jī)翼結(jié)構(gòu)布局、應(yīng)力分布、材料分布，對(duì)機(jī)翼結(jié)構(gòu)作了力學(xué)簡(jiǎn)化，建立有限元模型如圖3所示：

圖3 機(jī)翼有限元模型

建?？傋鴺?biāo)系原點(diǎn)在根翼肋的前緣點(diǎn)，x軸為順氣流方向，z軸沿機(jī)翼的展向向外，y軸符合右手定則。機(jī)翼骨架有限元模型如圖4所示。

圖4 機(jī)翼骨架有限元模型

上下蒙皮、翼梁和翼肋都簡(jiǎn)化成復(fù)合材料板（shell）單元。梁采用碳纖維夾心結(jié)構(gòu)。半展機(jī)翼全模型共用了2877個(gè)四節(jié)點(diǎn)板單元和4個(gè)三節(jié)點(diǎn)板單元。

假定半展機(jī)翼的載荷，沿展向?yàn)闄E圓分布，沿弦向?yàn)榫鶆蚍植?，載荷加在機(jī)翼下蒙皮。如圖5所示。

圖5 載荷簡(jiǎn)化圖

邊界條件簡(jiǎn)化和約束布置需要仿照真實(shí)結(jié)構(gòu)，在半展機(jī)翼的根部梁所在位置固支，如圖6所示。

圖6 機(jī)翼約束簡(jiǎn)化

有限元模型中材料鋪設(shè)方向與實(shí)際機(jī)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(yù)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(shè)計(jì)要求，對(duì)材料的主要力學(xué)性能測(cè)試如表1所示：

表1 材料的主要力學(xué)性能測(cè)試表

5 試驗(yàn)安排

為了驗(yàn)證設(shè)計(jì)分析和計(jì)算，對(duì)該型復(fù)合材料機(jī)翼開(kāi)展了靜強(qiáng)度試驗(yàn)。試驗(yàn)系統(tǒng)原理如圖7所示。

圖7 試驗(yàn)系統(tǒng)原理圖

試驗(yàn)件固定支架、夾具、保護(hù)設(shè)置以及部件安裝方式如圖8所示。試驗(yàn)時(shí)應(yīng)將銷(xiāo)釘插入銷(xiāo)釘孔固定機(jī)翼，防止機(jī)翼在加載過(guò)程拉脫，也可以更好模擬機(jī)翼真實(shí)工作狀態(tài)（見(jiàn)圖9）。

6 分析與對(duì)比

當(dāng)加載至使用載荷，有限元結(jié)果顯示翼尖位移為239mm，試驗(yàn)結(jié)果為258mm（見(jiàn)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(yīng)變較大，局部超過(guò)3000με，需要適當(dāng)加強(qiáng)。其它部位在1800με以下，整體應(yīng)變水平不高。

圖8 機(jī)翼試驗(yàn)件安裝圖

圖9 測(cè)試單元

圖10 位移測(cè)點(diǎn)布置

圖11 上蒙皮應(yīng)變片粘貼位置

圖12 下蒙皮應(yīng)變片粘貼位置

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

表2 機(jī)翼蒙皮關(guān)鍵位置應(yīng)變（με）

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

7 結(jié)論

（1）計(jì)算和試驗(yàn)結(jié)果表明，機(jī)翼結(jié)構(gòu)的靜強(qiáng)度能夠滿足設(shè)計(jì)要求。

（2）對(duì)該型復(fù)合材料機(jī)翼的計(jì)算和試驗(yàn)結(jié)果基本吻合，該方法可以指導(dǎo)工程設(shè)計(jì)，提高效率，縮短周期。

（3）有限元計(jì)算和試驗(yàn)表明，應(yīng)力最大的部位出現(xiàn)在機(jī)翼根部主梁和蒙皮上，在設(shè)計(jì)過(guò)程中應(yīng)予以關(guān)注。

（4）由試驗(yàn)獲得關(guān)鍵部位的應(yīng)力應(yīng)變值，為進(jìn)一步進(jìn)行強(qiáng)度分析和結(jié)構(gòu)優(yōu)化提供了有利條件，并輔助進(jìn)行模型正確性評(píng)估和判斷。

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