固化殘余應(yīng)力對無人機(jī)復(fù)合材料機(jī)翼強(qiáng)度的影響

劉振東，鄭錫濤，范雯靜，張東健

西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072

隨著先進(jìn)復(fù)合材料在航空航天等領(lǐng)域的應(yīng)用愈加廣泛，其力學(xué)性能已經(jīng)得到了廣泛的研究。但是復(fù)合材料的力學(xué)性能不僅僅取決于原材料性能以及設(shè)計(jì)因素，復(fù)合材料的成型工藝對復(fù)合材料力學(xué)性能具有一定影響。航空航天采用的熱固性復(fù)合材料通常在較高的溫度下進(jìn)行固化，由于復(fù)合材料纖維和基體的熱膨脹系數(shù)不一致、復(fù)合材料與模具之間的熱膨脹系數(shù)不匹配、樹脂化學(xué)收縮、樹脂交聯(lián)反應(yīng)產(chǎn)生化學(xué)放熱、溫度場分布不均勻等因素，復(fù)合材料在固化過程中會產(chǎn)生一定的殘余應(yīng)力，并最終導(dǎo)致固化變形。殘余應(yīng)力會對復(fù)合材料的力學(xué)性能及強(qiáng)度產(chǎn)生一定影響，甚至?xí)?dǎo)致復(fù)合材料出現(xiàn)分層、基體裂紋、基——纖分離等失效模式。因此，有必要研究殘余應(yīng)力對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的影響。

目前國內(nèi)外單獨(dú)針對復(fù)合材料殘余應(yīng)力分析和測試的研究已經(jīng)有很多，同時(shí)單獨(dú)針對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)強(qiáng)度方向也有了廣泛的研究，但是針對固化殘余應(yīng)力對整體成型的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)強(qiáng)度影響的研究相對較少。并且目前針對固化工藝對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的影響的文章，主要是以試驗(yàn)研究為主，通過試驗(yàn)研究固化工藝對纖維微觀形貌、復(fù)合材料孔隙率、樹脂含量以及力學(xué)性能的影響。而研究固化工藝引起的固化殘余應(yīng)力對復(fù)合材料力學(xué)性能的影響尚不充分。因此，本文開展了固化殘余應(yīng)力對全復(fù)合材料無人機(jī)機(jī)翼強(qiáng)度影響的分析，嘗試給出固化殘余應(yīng)力對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的影響，并進(jìn)一步研究不同固化工藝引起的殘余應(yīng)力對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的影響規(guī)律，為學(xué)術(shù)界提供一些參考。

本文首先分別建立了復(fù)合材料固化過程的模擬方法和復(fù)合材料結(jié)構(gòu)強(qiáng)度分析方法，并分別通過復(fù)合材料層合板試驗(yàn)件和全復(fù)合材料無人機(jī)機(jī)翼進(jìn)行驗(yàn)證。隨后，將復(fù)合材料固化殘余應(yīng)力作為強(qiáng)度分析的初始條件，形成了固化殘余應(yīng)力對全復(fù)合材料無人機(jī)機(jī)翼強(qiáng)度影響的有限元分析方法。最后，提出了2種新的固化工藝曲線，研究不同固化工藝下產(chǎn)生的不同固化殘余應(yīng)力對復(fù)合材料無人機(jī)機(jī)翼的強(qiáng)度的影響，給出了增強(qiáng)復(fù)合材料力學(xué)性能的工藝參數(shù)建議。本文的研究路線圖如圖1所示。

圖1 固化殘余應(yīng)力對無人機(jī)復(fù)合材料機(jī)翼強(qiáng)度影響的研究路線圖Fig.1 Research route of effect of process-induced residual stress on strength of UAV composite wing structures

1 數(shù)值模擬方法與驗(yàn)證

1.1 復(fù)合材料固化過程模擬方法與驗(yàn)證

為準(zhǔn)確地預(yù)測復(fù)合材料固化過程中產(chǎn)生的殘余應(yīng)力，本文綜合考慮了復(fù)合材料固化過程中的熱傳導(dǎo)、材料力學(xué)性能變化、樹脂固化反應(yīng)放熱、材料的各項(xiàng)異性黏彈性本構(gòu)模型、模具約束作用等因素，并基于ABAQUS開發(fā)了5個子程序，形成了復(fù)合材料固化過程模擬方法。

1.1.1 熱-化學(xué)模型

分析復(fù)合材料固化過程中的溫度場時(shí)，本文采用了傅里葉熱傳導(dǎo)模型，表達(dá)式為

(1)

式中：為密度；為比熱容；為溫度；為時(shí)間；、、為3個方向上的熱傳導(dǎo)系數(shù)；為復(fù)合材料固化過程中的化學(xué)放熱量，表達(dá)式為

(2)

式中：為樹脂密度；為樹脂體積含量；為單位質(zhì)量樹脂完全反應(yīng)的熱焓；為固化度，取值范圍為[0,1]，0代表尚未發(fā)生反應(yīng)，1代表已經(jīng)完全反應(yīng)；dd代表固化反應(yīng)速率。

本文所用材料的熱力學(xué)和化學(xué)性能參數(shù)見表1。

表1 T700預(yù)浸料熱力學(xué)和化學(xué)性能的單元物理參數(shù)[6]Table 1 Thermal and chemical properties of T700/ epoxy prepreg[6]

在固化過程中，樹脂基體經(jīng)歷了由黏流態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)橄鹉z態(tài)再轉(zhuǎn)變?yōu)椴ＡB(tài)的過程。本文采用固化動力學(xué)方程描述該交聯(lián)反應(yīng)過程，表達(dá)式為

(1-)104

(3)

式中：為理想氣體常數(shù)。

1.1.2 固化過程中的材料剛度參數(shù)

在固化過程中，由于材料歷經(jīng)了黏流態(tài)-橡膠態(tài)-玻璃態(tài)等狀態(tài)，因此復(fù)合材料整體表現(xiàn)出來的力學(xué)性能會隨著固化度發(fā)生急劇變化。通常描述這種性能急劇變化的方法有兩種。第1種基于細(xì)觀力學(xué)模型，認(rèn)為將固化過程中的纖維與基體性能分別進(jìn)行等效，之后通過細(xì)觀力學(xué)模型獲得復(fù)合材料的單層性能。第2種是基于試驗(yàn)結(jié)果的經(jīng)驗(yàn)公式。由于本文研究的無人機(jī)復(fù)合材料機(jī)翼采用的材料僅有其固化后的力學(xué)性能參數(shù)，沒有纖維與基體的性能參數(shù)，無法使用細(xì)觀模型進(jìn)行分析，因此本文采用第2種方式。其中與固化度之間為雙線性關(guān)系為

(4)

在固化度小于0.83之前，樹脂為黏流態(tài)，其模量為10 MPa，固化到達(dá)0.83之后，與固化度之間二次函數(shù)的關(guān)系為

(5)

與隨固化度變化的趨勢如式(6)與式(7)所示。

(6)

(7)

依據(jù)White和Hahn的試驗(yàn)測量，認(rèn)為泊松比在固化過程中變化較小，因此在分析過程中泊松比取值為常量，==032，=0471。

1.1.3 固化過程中的本構(gòu)模型

在固化過程中，復(fù)合材料基體有明顯的黏彈性表現(xiàn)，應(yīng)力松弛現(xiàn)象明顯，因此應(yīng)當(dāng)采用黏彈性本構(gòu)模型。黏彈性本構(gòu)模型的一般形式為

(8)

當(dāng)材料在一確定的固化度和溫度下時(shí)，會呈現(xiàn)出簡單的熱-流變性，式(8)可以表述為

(9)

表2 9支Maxwell單元的參數(shù)[20]Table 2 Properties of 9 Maxwell elements[20]

式(9)的增量表達(dá)式有很多種，例如完全積分方式、微分方式、Path-dependent等形式。由于完全積分方式以及Path-dependent的形式所需的計(jì)算量較為龐大，因此本文在計(jì)算過程中，采用基于Updated Lagrangian增量迭代法的增量表達(dá)形式。

1.1.4 熱應(yīng)變與化學(xué)應(yīng)變

在式(9)中，存在兩項(xiàng)非機(jī)械應(yīng)變，一項(xiàng)是熱應(yīng)變，一項(xiàng)是化學(xué)應(yīng)變。其中，熱應(yīng)變的表達(dá)式為

(10)

在固化過程中，熱固性樹脂基體會由于交聯(lián)反應(yīng)發(fā)生化學(xué)收縮，均質(zhì)樹脂的各項(xiàng)同性收縮量可以表述為

(11)

(12)

(13)

式中：和分別為基體和纖維的模量；為纖維體積含量；為基體泊松比；為復(fù)合材料泊松比。

1.1.5 復(fù)合材料固化過程模擬驗(yàn)證

為驗(yàn)證建立的固化過程模擬分析方法的正確性，本文采用Liu等的試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行驗(yàn)證。由于復(fù)合材料的固化殘余應(yīng)力測量困難，同時(shí)復(fù)合材料的固化變形是由固化殘余應(yīng)力引起的，因此本文以固化變形量為標(biāo)準(zhǔn)，對比有限元模擬所得固化變形與試驗(yàn)固化變形，以驗(yàn)證本文模擬方法的準(zhǔn)確性。

該層合板的鋪層順序?yàn)閇90/-45/0/45/-45/0/45/90]，尺寸為300 mm (長)×200 mm (寬)×1 mm (厚)。本文采用S4RT熱力耦合單元模擬復(fù)合材料層合板的固化變形。力學(xué)邊界條件分為兩步進(jìn)行加載，第1步采用DISP子程序，假定模具剛度遠(yuǎn)大于復(fù)合材料剛度，采用約束模型底面跟隨模具的熱膨脹變形進(jìn)行運(yùn)動。第2步約束復(fù)合材料的3個點(diǎn)，模擬復(fù)合材料平放在桌子上的姿態(tài)，如圖2所示、、是1、2、3方向的位移。熱力學(xué)邊界條件按照固化溫度曲線在復(fù)合材料試驗(yàn)件表面施加熱對流邊界條件。將本文模擬的固化變形量與文獻(xiàn)[6]中的試驗(yàn)值列在表3中，變形量最大的點(diǎn)均為圖2中的點(diǎn)。圖3展示了有限元模擬固化變形與試驗(yàn)固化變形的對比?？梢钥闯霰疚墓袒冃瘟磕M值的最大相對誤差為8.24%。證明了建立的固化過程有限元模型的正確性。

圖2 層合板模型的邊界條件示意圖Fig.2 Schematic diagram of boundary conditions of plates

表3 固化變形量的試驗(yàn)值與模擬值對比Table 3 Experimental and numerical curing deformation

圖3 變形云圖Fig.3 Deformation contours

1.2 無人機(jī)復(fù)合材料機(jī)翼強(qiáng)度模擬方法與驗(yàn)證

本節(jié)建立了一套無人機(jī)復(fù)合材料機(jī)翼強(qiáng)度的模擬分析方法，通過與試驗(yàn)結(jié)果的對比驗(yàn)證了其有效性，為研究固化殘余應(yīng)力對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的影響奠定基礎(chǔ)。根據(jù)作者團(tuán)隊(duì)前期的研究結(jié)論，復(fù)合材料機(jī)翼建模只需建立主承力段的1/2模型即可?？紤]到本文研究特性，在復(fù)合材料機(jī)翼強(qiáng)度模擬方法中，本文采用了S4RT單元模擬復(fù)合材料機(jī)翼的強(qiáng)度。由于文獻(xiàn)[26]的試驗(yàn)中，機(jī)翼主要出現(xiàn)了基體壓縮損傷和剪切損傷，這兩種損傷模式包含在Hashin準(zhǔn)則中，同時(shí)文獻(xiàn)已經(jīng)證明Hashin準(zhǔn)則有效的模擬該機(jī)翼的失效過程，因此本文選用Hashin準(zhǔn)則作為失效準(zhǔn)則。機(jī)翼的有限元模型與邊界條件如圖4所示，機(jī)翼鋪層及材料屬性與文獻(xiàn)[26]相同，但本文試驗(yàn)中采用連云港迎雁有限公司提供的USN125B預(yù)浸料。

圖4 復(fù)合材料機(jī)翼模型邊界條件Fig.4 Boundary conditions of composite wing structure

圖5展示了復(fù)合材料機(jī)翼的破壞模式。左側(cè)為文獻(xiàn)[26]中觀測到的復(fù)合材料機(jī)翼試驗(yàn)損傷形式，右側(cè)為有限元模擬所得的損傷形式，可以看出破壞位置相似。

圖5 試驗(yàn)與模擬所得機(jī)翼破壞模式的對比Fig.5 Comparison of wing damage mode between experiment and numerical results

圖6展示了本文制作的復(fù)合材料機(jī)翼的載荷-位移曲線，可以看到有限元模擬所得復(fù)合材料機(jī)翼的載荷-位移曲線與試驗(yàn)加載曲線較為吻合。結(jié)合表4數(shù)據(jù)，模型計(jì)算所得全復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)強(qiáng)度與試驗(yàn)值之間的相對誤差為9.85%，結(jié)構(gòu)剛度之間的相對誤差為9.67%。均在10%以內(nèi)，驗(yàn)證了該復(fù)合材料機(jī)翼強(qiáng)度模擬方法的準(zhǔn)確性。

圖6 復(fù)合材料機(jī)翼的載荷-位移曲線Fig.6 Load-displacement curve of composite wing

1.3 殘余應(yīng)力對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的影響

為研究固化過程中的殘余應(yīng)力對結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的影響，可以將復(fù)合材料固化過程模擬所得的未脫模時(shí)的固化殘余應(yīng)力作為初始應(yīng)力條件，添加到強(qiáng)度分析模型中，并設(shè)置兩個分析步。第1個分析步不進(jìn)行加載，僅用于機(jī)翼內(nèi)部殘余應(yīng)力在新的邊界條件下的重新分配，確保機(jī)翼內(nèi)部殘余應(yīng)力滿足力和力矩的平衡條件，第2個分析步為機(jī)械加載過程，直至復(fù)合材料機(jī)翼失效。由文獻(xiàn)[17]試驗(yàn)獲得的經(jīng)驗(yàn)公式，將復(fù)合材料機(jī)翼所用材料在固化過程中的剛度參數(shù)做如下表述：

(14)

(15)

(16)

(17)

其泊松比依舊為常數(shù)。其余強(qiáng)度等參數(shù)與文獻(xiàn)[26]保持一致。在固化過程分析模型和機(jī)翼結(jié)構(gòu)強(qiáng)度分析模型中，采用相同的單元劃分方式，確保單元與節(jié)點(diǎn)編號能夠一一對應(yīng)，最終確保固化分析模型所得的殘余應(yīng)力能夠正確加載到機(jī)翼結(jié)構(gòu)強(qiáng)度分析模型中。

2 殘余應(yīng)力對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的影響

2.1 標(biāo)準(zhǔn)固化工藝

依據(jù)1.3節(jié)建立的分析模型，對標(biāo)準(zhǔn)固化工藝下的機(jī)翼結(jié)構(gòu)進(jìn)行分析。圖7展示了復(fù)合材料機(jī)翼在未脫模和脫模后的固化殘余應(yīng)力分布。

從圖7中可以看出，在無人機(jī)機(jī)翼主承力區(qū)上翼面的殘余應(yīng)力為壓縮應(yīng)力，而在無人機(jī)機(jī)翼的上翼面主要承受壓縮載荷，因此該部分的殘余應(yīng)力會降低復(fù)合材料無人機(jī)機(jī)翼的強(qiáng)度。該結(jié)論與Tuttle等結(jié)論一致。從表4中可以看出，原始工藝曲線產(chǎn)生的殘余應(yīng)力，使得復(fù)合材料機(jī)翼強(qiáng)度下降了3.52%。

圖7 復(fù)合材料機(jī)翼殘余應(yīng)力分布Fig.7 Distributions of residual stress on composite wing

從圖7(a)中可以看出，在未脫模時(shí)，復(fù)合材料無人機(jī)機(jī)翼的殘余Mises應(yīng)力分布在89.59～90.94 MPa之間，應(yīng)力分布相對均勻。從圖7(b)中可以看出，脫模后，復(fù)合材料無人機(jī)機(jī)翼的殘余Mises應(yīng)力分布在62.23～266.10 MPa之間，殘余應(yīng)力分布極不均勻，鋪層相對較厚的主承力區(qū)的殘余應(yīng)力有所下降，鋪層相對較薄的區(qū)域殘余應(yīng)力上升。這是由于復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)鋪層相差較大，脫模后失去模具的約束，相當(dāng)于失去了邊界條件的約束，內(nèi)力開始重新平衡分配。此時(shí)剛度較大的結(jié)構(gòu)區(qū)域應(yīng)力水平下降，剛度較低的區(qū)域應(yīng)力水平上升。

同時(shí)，從圖7中可以看出，無論是脫模前還是脫模后的殘余應(yīng)力，均遠(yuǎn)小于復(fù)合材料的許用強(qiáng)度值，因此對于該復(fù)合材料無人機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)而言，單獨(dú)的殘余應(yīng)力不會導(dǎo)致復(fù)合材料的失效，僅會導(dǎo)致該復(fù)合材料結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的下降。

從圖6中可以看出，考慮殘余應(yīng)力后，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的剛度和強(qiáng)度均有一定的影響。

首先是剛度方面，由于在模擬中復(fù)合材料的材料剛度屬性并未更改，因此，殘余應(yīng)力對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)剛度的影響主要是因?yàn)闅堄鄳?yīng)力導(dǎo)致復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)的幾何形狀發(fā)生了改變，從而影響到結(jié)構(gòu)的整體剛度。

在強(qiáng)度方面，可以看出引入殘余應(yīng)力之后，機(jī)翼結(jié)構(gòu)的失效載荷也有所下降，這主要是由于殘余應(yīng)力作為一個初始應(yīng)力，疊在在機(jī)械應(yīng)變引起的應(yīng)力上，雙方共同作用導(dǎo)致了復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)的提前失效。

結(jié)合表4，可以看出，引入殘余應(yīng)力之后，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)失效載荷下降了3.52%，剛度下降了6.12%。

表4 復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的模擬值與試驗(yàn)值Table 4 Numerical and experimental results of composite wing structure strength

2.2 不同固化工藝

為進(jìn)一步研究殘余應(yīng)力對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的影響，本文擬通過調(diào)整固化工藝參數(shù)，獲得不同的固化殘余應(yīng)力，從而研究不同殘余應(yīng)力對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的影響。

依據(jù)前文分析，對于機(jī)翼結(jié)構(gòu)而言，固化殘余應(yīng)力會降低結(jié)構(gòu)強(qiáng)度。為降低殘余應(yīng)力對結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的不良影響，提高復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度，本文嘗試建立兩種能夠有效降低復(fù)合材料結(jié)構(gòu)殘余應(yīng)力的新的固化工藝曲線。材料的固化溫度取決于材料的玻璃態(tài)轉(zhuǎn)化溫度。因此，能夠調(diào)整的固化工藝參數(shù)主要為升溫速率、降溫速率以及第一個保溫階段的保溫時(shí)間。根據(jù)現(xiàn)有研究結(jié)論，普遍認(rèn)為在復(fù)合材料結(jié)構(gòu)充分固化的前提下，降低升溫速率和延長第一個保溫階段的保溫時(shí)間對降低復(fù)合材料固化殘余應(yīng)力有較大幫助。因此本文建立如下兩種新的固化工藝曲線。固化工藝曲線2將升溫速率降低為1 ℃/min。固化工藝曲線3在此基礎(chǔ)上進(jìn)一步將第一個保溫階段的保溫時(shí)間延長至60 min。3種工藝曲線如圖8所示。

圖8 3種工藝曲線示意圖Fig.8 Schematics of 3 cure cycles

將計(jì)算所得的3種固化工藝曲線固化過程中的溫度與固化度繪制在圖9中，并將殘余應(yīng)力列在表4。從圖9(a)可以看出，由于升溫速率較低，在固化過程中，復(fù)合材料有更多的時(shí)間將交聯(lián)反應(yīng)產(chǎn)生的熱量導(dǎo)出，導(dǎo)致升溫速率為1 ℃/min的工藝曲線2的實(shí)際最高溫度，比升溫速率為12 ℃/min的原始工藝曲線明顯降低。最終導(dǎo)致其殘余應(yīng)力有所下降。該結(jié)論與Kravchenko、Liu等的研究結(jié)論一致。

圖9 3種工藝曲線固化過程中溫度與固化度變化Fig.9 Cure temperature and curing degree development of 3 cure cycles

從圖9(b)中可以看出，延長第一個保溫階段的保溫時(shí)間，使得工藝曲線3的固化度曲線更加平緩，意味著其固化反應(yīng)速率和放熱速率更加平緩，從而導(dǎo)致其固化最高溫度進(jìn)一步地降低。該結(jié)論與Jung、Fernlund、Shah以及Liu等的研究結(jié)論一致。

將新的固化工藝曲線帶入計(jì)算模型中，對比表4的結(jié)構(gòu)剛度，可以看出改變固化工藝后，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的剛度改變較小，工藝曲線3的結(jié)構(gòu)剛度僅相對原始工藝曲線的剛度上升了0.16%，因此可以認(rèn)為改變固化工藝對結(jié)構(gòu)剛度改變很小，可以忽略。

對比表4中的失效載荷，可以看出，隨著固化殘余應(yīng)力的降低，復(fù)合材料機(jī)翼的失效載荷隨之上升，證明降低固化殘余應(yīng)力有助于提高復(fù)合材料機(jī)翼的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度。

由表4可以得出，工藝曲線3的固化殘余應(yīng)力比原始工藝曲線的固化殘余應(yīng)力降低了1.2%，最終使工藝曲線3的失效載荷比原始工藝曲線的失效載荷提升了1.3%。雖然提升較小，但證明了改善復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的制備工藝，是一種潛在的提高復(fù)合材料結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的方法。

3 結(jié) 論

本文開展了熱固性復(fù)合材料的固化過程模擬方法和全復(fù)合材料無人機(jī)機(jī)翼強(qiáng)度的分析方法的研究，并將其計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對比，驗(yàn)證了上述兩種方法的有效性。隨后，將復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)的固化殘余應(yīng)力作為初始條件，加入全復(fù)合材料無人機(jī)機(jī)翼強(qiáng)度的分析方法中，分析了固化殘余應(yīng)力對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的影響。得到以下結(jié)論：

1) 針對本文的復(fù)合材料無人機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)和受力狀況而言，固化殘余應(yīng)力使得復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)強(qiáng)度下降了3.52%。

2) 針對本文研究的復(fù)合材料無人機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)，脫模前的殘余Mises應(yīng)力分布在89.59～90.94 MPa 之間，應(yīng)力分布相對均勻，脫模后，復(fù)合材料無人機(jī)機(jī)翼的殘余Mises應(yīng)力分布在62.23～266.10 MPa之間，且剛度較大的主承力區(qū)域殘余應(yīng)力下降，剛度較小的次承力區(qū)殘余應(yīng)力增大。但總體而言，結(jié)構(gòu)殘余應(yīng)力遠(yuǎn)小于復(fù)合材料的許用強(qiáng)度值，不會造成復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的失效。

3) 在計(jì)算分析復(fù)合材料結(jié)構(gòu)強(qiáng)度時(shí)，考慮復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的固化殘余應(yīng)力，有助于提高模型的預(yù)測精度。考慮固化殘余應(yīng)力后，機(jī)翼結(jié)構(gòu)強(qiáng)度模型的模擬誤差從9.85%提升為5.98%。

4) 通過調(diào)整復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的固化工藝曲線，能夠有效降低復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的固化殘余應(yīng)力，進(jìn)而提高復(fù)合材料無人機(jī)的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度。本文僅通過改變固化工藝曲線，使得殘余應(yīng)力下降1.2%后，無人機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)強(qiáng)度上升了1.3%。

5) 殘余應(yīng)力可以通過引起固化變形，改變結(jié)構(gòu)整體幾何形狀的過程，從而引起復(fù)合材料結(jié)構(gòu)剛度的改變。但改變固化工藝對結(jié)構(gòu)剛度的影響較小。