復(fù)合材料網(wǎng)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(wǎng)格增強薄膜材料的概念應(yīng)用到無人機充氣翼中，提出了復(fù)合材料網(wǎng)格增強充氣翼的概念，通過試驗測試著重分析了復(fù)合材料網(wǎng)格增強充氣翼梁的抗彎承載和極限耐壓性能。試驗結(jié)果表明，復(fù)合材料網(wǎng)格增強充氣梁杭彎承載性能優(yōu)異，復(fù)合材料網(wǎng)格增強充氣梁的極限耐壓能力提升顯著。

關(guān)鍵詞：復(fù)合材料網(wǎng)格，充氣翼梁，抗彎承載，極限耐壓

中圖分類號：V258 文獻標(biāo)識碼：A

近年來，無人機在國民經(jīng)濟生活及軍事等領(lǐng)域的作用越加顯著，無人機以其精準(zhǔn)、高效和方便靈活的校射、欺騙、干擾、搜索、偵察以及在復(fù)雜環(huán)境條件下作戰(zhàn)等多種綜合能力，發(fā)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(nèi)進行偵察，可以執(zhí)行多種復(fù)雜任務(wù)，這些優(yōu)點是一些常規(guī)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(shè)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(shè)計是提高無人機飛行能力的關(guān)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(fù)合材料機翼[12～17]以及剛?cè)峄旌鲜綑C翼[18～21]等。薄膜充氣機翼無人機主要優(yōu)點是重量輕、大翼面、可高效率折疊、發(fā)射條件比較簡單;其主要缺點是剛度低、構(gòu)型穩(wěn)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(chǔ)上，通過在翼梁內(nèi)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(zhì)提高了承載能力，但是承載能力仍顯不足。復(fù)合材料機翼無人機主要優(yōu)點是整體穩(wěn)定性好，剛度、強度比較高，耐環(huán)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(jīng)過環(huán)境復(fù)雜的對流層，結(jié)構(gòu)容易被破壞，因此對材料強度要求比較大。剛?cè)峄旌鲜綑C翼太陽能無人機彌補了前面兩種無人機機翼設(shè)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(jié)構(gòu)進行剛化處理，使機翼的部分結(jié)構(gòu)的材料“由軟變硬”，既保證無人機機翼設(shè)計輕量化的要求，又同時提高了機翼結(jié)構(gòu)的剛度和強度，是目前比較有競爭力的機翼結(jié)構(gòu)。剛?cè)峄旌鲜綑C翼的結(jié)構(gòu)設(shè)計包括蒙皮和機翼內(nèi)部結(jié)構(gòu)的改進，如采用網(wǎng)格增強材料來取代全實材料的蒙皮和機翼內(nèi)部結(jié)構(gòu)。

充氣薄膜結(jié)構(gòu)由于其優(yōu)異的輕質(zhì)、發(fā)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(jié)構(gòu)的發(fā)展趨勢[22]。雖然薄膜充氣結(jié)構(gòu)具有諸多優(yōu)點，但其也面臨著自身不足帶來的挑戰(zhàn)。如結(jié)構(gòu)在充氣展開后如何保持強健的結(jié)構(gòu)性能和長期維持足夠的承載剛度。薄膜結(jié)構(gòu)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(yīng)用中結(jié)構(gòu)的精度問題密切影響整體結(jié)構(gòu)的功能應(yīng)用。薄膜充氣結(jié)構(gòu)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(jié)構(gòu)的皺曲與維形困難成為制約其發(fā)展的主要因素，薄膜充氣結(jié)構(gòu)的抗屈抑皺問題也成為近年來國內(nèi)外的研究熱點。

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

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

1 復(fù)合材料網(wǎng)格增強充氣翼

網(wǎng)格增強薄膜材料（Mesh Reinforced Membrane，MRM）是以網(wǎng)格為中心層，上下層為薄膜的一種層合材料（如圖1所示）。網(wǎng)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(wǎng)格形式可以多種多樣并可進行設(shè)計以滿足材料與結(jié)構(gòu)一體化設(shè)計。對網(wǎng)格增強薄膜材料而言，網(wǎng)格層的網(wǎng)格形式、結(jié)構(gòu)參數(shù)乃至材料參數(shù)的選擇與優(yōu)化設(shè)計將大大影響整體結(jié)構(gòu)的力學(xué)性能。

復(fù)合材料網(wǎng)格增強充氣翼是以網(wǎng)格增強薄膜材料為主體材料構(gòu)建的充氣翼，蒙皮層和翼梁均為網(wǎng)格增強薄膜材料，其中本文翼腔采用多管式組合翼梁結(jié)構(gòu)。本文通過試驗分析了復(fù)合材料網(wǎng)格增強充氣翼梁的抗彎承載和極限耐壓性能，其中網(wǎng)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(wǎng)型優(yōu)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(fù)合材料網(wǎng)格梁的網(wǎng)型優(yōu)化設(shè)計，首先選取了4種典型的網(wǎng)格結(jié)構(gòu)形式，利用ANSYSAPDL語言參數(shù)化建立了相對應(yīng)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(wǎng)型增強梁屈曲載荷效率的影響。網(wǎng)格圓柱梁的有限元分析模型如圖3所示，4種復(fù)合材料網(wǎng)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(wǎng)型增強梁屈曲載荷效率的影響如圖4所示，結(jié)果表明，隨著傾斜角的增大，4種復(fù)合材料網(wǎng)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(wǎng)格和三角形網(wǎng)格梁的承載效率相當(dāng)且最大，但由于三角形網(wǎng)格梁中肋與肋間的結(jié)點太多，不利于加工，且易造成應(yīng)力集中，因此最優(yōu)選擇為Kagome網(wǎng)格梁。

3 復(fù)合材料網(wǎng)格增強充氣翼梁的力學(xué)性能測試

根據(jù)前文確定的網(wǎng)型，制備了芳綸纖維增強環(huán)氧樹脂基復(fù)合材料Kagome網(wǎng)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(wǎng)格增強充氣梁，如圖5所示。

3.1 復(fù)合材料網(wǎng)格增強充氣翼梁的抗彎承載測試

復(fù)合材料網(wǎng)格增強梁的抗彎承載測試的裝置如圖6所示，測試結(jié)果見表1，在此定義抗彎承載效率來評估網(wǎng)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(wǎng)格增強充氣梁的抗彎承載效率為32.02N/kg，而復(fù)合材料網(wǎng)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(fù)合材料網(wǎng)格增強充氣翼梁的極限耐壓測試

復(fù)合材料網(wǎng)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(shù)碼相機監(jiān)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(jié)果發(fā)現(xiàn)，純薄膜充氣梁在充壓膨脹過程中薄膜發(fā)生了大范圍膨脹，最終在中間段發(fā)生爆炸破裂;而柔性網(wǎng)格增強充氣梁和復(fù)合材料網(wǎng)格增強充氣梁在充壓膨脹過程中出現(xiàn)了典型的“米其林”效應(yīng)，變形均勻且都局限在網(wǎng)格中，網(wǎng)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(jié)果見表2，純薄膜充氣梁的極限打爆壓力為75.67kPa，而柔性網(wǎng)格增強充氣梁的極限打爆壓力為218.54kPa，復(fù)合材料網(wǎng)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(wǎng)格增強充氣梁的極限耐壓能力為8.47kPa/g，而復(fù)合材料網(wǎng)格增強充氣梁的極限耐壓能力為77.54kPa/g，復(fù)合材料網(wǎng)格增強充氣梁的極限耐壓能力提升顯著。

4 結(jié)論

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

（1）復(fù)合材料網(wǎng)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(fù)合材料網(wǎng)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(fù)合材料網(wǎng)格增強充氣梁的極限耐壓能力較純薄膜充氣梁和柔性網(wǎng)格增強充氣梁的極限耐壓能力提升顯著。

參考文獻

[1]Paul G F，Thomas J G.無人機系統(tǒng)導(dǎo)論[M].第2版.北京：電子工業(yè)出版社，2003.

[2]Romeo G，F(xiàn)rulla G.Aerodynamic and structural analysis ofHAVE solar powered platform[R].AIAA 2002-3504，2002.

[3]吳安民.太陽能飛機設(shè)計計算與TRNSYS程序模擬[D].西安：西北工業(yè)大學(xué)，2003.

[4]高廣林，李占科，宋筆鋒，等.太陽能無人機關(guān)鍵技術(shù)分析[J].飛行力學(xué)，2010，28（1）：1-4.

[5]David C，Tim S，Ryan L，et al.Inflatable and rigidizable wingfor unmanned aerial vehicles[R].AIAA 2003-1801，2003.

[6]Simpson A.Design and performance of UAVs with inflatablewings[D].U.S.：University of Kentucky，2008.

[7]Brown G，Haggard R，Norton B.Inflatable structures fordeployable wings[R].AIAA 2001-2068，2001.

[8]Kearns U J，Smith M，Scarborough S，et al.Development ofUV-curable inflatable wings for low density flight applications[R].AIAA-2004-1503，2004.

[9]趙鵬飛，張元明，何穎，等.玻璃鋼蒙皮/聚氨酯泡沫塑料夾芯結(jié)構(gòu)無人機機翼制造（一）：工藝方案設(shè)計[J].玻璃鋼/復(fù)合材料，2001（3）：29-31.

[10]趙鵬飛，張元明，何穎，等.玻璃鋼蒙皮/聚氨酷泡沫塑料夾芯結(jié)構(gòu)無人機機翼制造（二）：制造工藝過程[J].玻璃鋼/復(fù)合材料，2001（2）：37-39.

[11]張元明，趙鵬飛.玻璃鋼蒙皮/全腔填充泡沫塑料夾芯結(jié)構(gòu)機翼設(shè)計[J].玻璃鋼/復(fù)合材料，2003（1）：17-20.

[12]劉峰，馬佳，張春，等.某型無人機復(fù)合材料機翼大梁準(zhǔn)等強度設(shè)計與有限元分析[J].機械設(shè)計與制造，2005（6）：59-62.

[13]朱寶鎏.高空長航時無人機氣動力特點分析：解析太陽神和“全球鷹”的氣動力設(shè)計[J].國際航空，2006（6）：74-77.

[14]祝彬，陳笑南，范桃英.國外超高空長航時無人機發(fā)展分析[J].中國航天，2013（11）：28-32.

[15]牛一虹.無人機復(fù)合材料機翼結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計[D].北京：中國科學(xué)院大學(xué)，2012.

[16]丁玲.全復(fù)合材料無人機機翼結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計[D].北京：中國科學(xué)院大學(xué)，2014.

[17]朱路明.復(fù)合材料機翼結(jié)構(gòu)拓?fù)? 尺寸聯(lián)合優(yōu)化設(shè)計[0].浙江：浙江大學(xué)，2017.

[18]Usui M，Jacob J D，Smith S W，et al.Sencond generationinflatable/rigidizable wings for low-density applications[C]//46th AIAA Gossamer Spacecraft Forum，Austin ，TX，2005.

[19]Usui M.Design of inflatable-rigidizable wings for low-densityflight applications[D].Lexington：University of Kentucky，2004.

[20]Simpson A D，Usui M，Smith S W，et al.Development andflight testing of a UAV with inflatable-rigidizable wings[C]//42nd AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit，Reno，NV，2004.

[2]]龔芃.一種可剛化機翼的結(jié)構(gòu)設(shè)計及其承力性能分析[D].哈爾濱：哈爾濱工業(yè)大學(xué)，2014.

[22]Kabche J P，Peterson M L，Davids W G.Effect of inflationpressure on the constitutive response of coated woven fabricsused in airbeams[J].Composites：Part B，2011，42：526-537.

[23]Mark S，Andrew D V，Keith A S，et al.Review of inflatablebooms for deployable space structures packing and rigidization[J].Journal of Spacecraft and Rockets，2014，51（3）：762-778.

[24]Pagitz M，Pellegrino S.Buckling pressure of pumpkin balloons[J].International Journal of Solids and Structures，2007，44：6963-6986.

[25]Ronald E A，Andrea E H.UV rigidiz-able carbon-reinforcedisogrid inflatable booms[R].A1AA，2002.

[26]Tao Q，Wang C G，Xue Z M，et al.Wrinkling and collapse ofmesh reinforced membrane inflated beam under bending[J].ActaAstronautica，2016，128：551-559.