无人机超轻碳纤维复合材料结构件成型技术研究

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果。平流层长航时固定翼无人机的结构轻量化设计主要从材料选择和结构设计两方面开展。在材料选择方面,轻质高强的复合材料逐渐取代使用已久的金属材料,其中碳纤维复合材料是应用最广泛的轻量化材料,除此之外还有芳纶纤维复合材料、玻璃纤维复合材料等。如表1所示,碳纤维复合材料密度是金属材料的4/7-1/5,比模量与比强度是金属材料的34倍,同时兼具耐高温、耐辐射、耐酸碱、抗燃等优异的性能。在结构设计方面,夹芯结构是实现有效减重常用技术手段,该结构一般由薄的高强高模碳纤维复材面板和厚的低密度芯材组成,具有较高的弯曲刚度。常用的芯材有蜂窝和泡沫,其结构见图1。 常用的几种芯材性能参数如表2所示,铝蜂窝芯材压缩强度和剪切强度较低,与碳纤维面板共同使用时可能发生电化学腐蚀。芳纶蜂窝芯材性能优良,但容易出现如蜂窝孔开裂、局部分层、胶条开裂等缺陷,且蜂窝芯材与碳纤维面板粘接面积小,蜂窝孔壁会导致面板纤维发生弯曲产生富胶区域,使整体结构力学性能下降。泡沫芯材性能优良,其夹芯结构具有力学性能稳定和生产成本低的优势,复杂结构件的成型工艺简单且制品表面平整,具有更好的应用发展前景。因此,本研究采用碳纤维复合材料泡沫夹芯结构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-7580℃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0.5MPa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料。

超轻主梁

1.1研制成型

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载。目前常见的碳纤维复合材料主梁有圆形和矩形两种封闭截面，美国航境公司研发的太阳能无人飞行器“太阳神(Helios)HP01型和HP03型样机，意大利研发的Heliplat太阳能高空长航时无人机,其机翼主梁均为蜂窝夹芯圆管结构,如图2所示。主梁内外壁为碳纤维,芯材为Korex或Nomex蜂窝。圆形截面翼梁受曲率限制,曲率越小制造难度越大,矩形截面梁与圆形截面梁相比,具有较好的抗弯特性。

本文主梁由两段中梁、两外梁和6个连接件组成,如图3所示。中梁为90mmx70mmx6600mm长直矩形管,外梁为5900mm变截面矩形管,管件的截面由90mmx70mm过渡到25mmx20mm,在正视方向有6°上反角,俯视方向向后有1°前掠角。主梁的内、外层为高强平纹碳布,中间由4块3mm厚的PMI泡沫板组成,在内层碳布层与泡沫之间有高模单向碳纤维加强层。

传统的碳纤维复合材料矩形管成型多采用手糊、RTM法、缠绕法,但是,这些成型方法制得的产品强度较差,含胶量不易控制,尤其是在制备大长径比结构件时产品质量的一致性较难保证,产品表面需进行二次加工。北京航空航天大学的曹晓明采用硅橡胶热膨胀成型工艺制备碳纤维复合材料矩形管,研究发现对于大长径比的碳纤维复合材料管件,硅胶芯膜本体柔软较难人模,同时难以保证在膨胀过程中均匀施加压力,产品质量一致性较差。在加热固化方面,目前碳纤维复合材料制品多选用热压罐成型,热压罐虽然可以同时提供均匀的温度和压力,但当产品尺寸大于6000mm时,对于模具的要求严格,且较长的加热冷却周期使得制造成本迅速增加。因此,大长径比复合材料结构件的一体化成型技术,既是保证产品质量的重要环节,也是降低制造成本的关键措施。 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所示,加热板的数量和位置根据产品尺寸需求进行设计和组合。在模具上下两侧放置加热板,通过螺栓调整下侧加热板与模具紧贴,外套保温罩保证模具各处温度均匀。成型后的碳纤维复合材料泡沫夹芯结构中梁产品及截面如图5所示,内外表面平整光滑,尺寸精度高。 1.2抗扭实验

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1000mm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1000mm处,如图6所示。中梁样件在承受102N载荷时发生破坏变形,拆卸工装后,断裂面如图8(c)所示,通过试验验证,碳纤维复合材料泡沫夹芯结构主梁可承受102N·m扭矩。

1.3抗弯实验

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,如图7所示。中梁一端根部为固定端,沿梁长度方向在凸缘各处施加集中载荷,载荷如表3所示,施加载荷过程中,中梁的弯曲主要发生在固定端附近,加载1.5倍载荷后,中梁在距固定端处150mm发生断裂,由于中梁的另一端为自由端撞击地面,导致中间段位置约3000mm处发生二次弯曲断裂:外翼梁截面90mmx70mm端为固定端,施加载荷方式与中梁相同,载荷如表4所示,加载2倍载荷后,在距外梁固定端约2700mm处发生断裂破坏。

1.4仿真及结果分析

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,材料性能参数见表5~表7。将主梁几何体形状划分为六面体网格,在主梁的一端根部设置固定支撑约束,另一端为自由端,并在主梁凸缘位置施加两种载荷,使主梁截面处于不同的荷载状态。 仿真结果见图8,抗弯试验初始加载,在梁根部上凸缘的边缘出现压应力集中区域,下凸缘和中间区域凸缘仅承受小部分压应力,在距固定端较远的位置施加载荷,应力将更集中在凸缘上的边缘区域以及腹板。此时,主梁根部应力集中区域的内部泡沫最先产生失稳破坏,然后断裂纹扩展至泡沫与外层碳纤维截面,外部纤维扭曲变形导致凸缘和腹板断裂破坏图[8(a)(b)]。抗扭试验扭矩使主梁根部主要承受剪切力,应力集中区域在腹板处从而产生腹板断裂破坏[图8(c)]。结果表明,承载时,由于主梁管件内外层只有一至两层碳纤维,3mm厚PMI泡沫的密度较小且薄,会最先发生破坏,该设计方案主梁强度需提升。泡沫作为主梁芯材,无法进行强度提升,因此需对主梁受力集中区域进行外表面补强。 1.5产品补强

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所示。首先铺放与梁等长度50mm宽的加强带,将数层8~10mm宽高模碳纤维预浸料堆叠成一定高度的加强筋,沿主梁受压面中线放置,最后在外侧包覆一层高强平纹碳布,对补强区域进行局部升温固化获得补强后的主梁产品。

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102N·m扭矩,有良好的抗弯和抗扭力学性能。通过壁厚检测发现,各面壁厚均勾性较好,尺寸精度高,内外表面光洁。该结构四段主梁总重7.2kg,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。

图片 超轻前缘

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构如图10所示,采用0.3mm厚新型铝锂合金作为金属基板,与90°/0°纤维层固化成型,制成金属/纤维层间混杂复合结构。但是铝锂合金线胀系数为22.68x10-/℃,玻璃纤维线胀系数为4.89x10“/℃,金属与复材不同线胀系数会对薄壁结构造成显著影响,在温度极端的环境下构件会出现“张开式”回弹现象。 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-0.56x10-“/℃,PMI泡沫线胀系数为0.299x10-/℃,与玻璃纤维-铝锂合金板机翼前缘此相比,PMI泡沫线胀系数与选用碳纤维复材相近,且与树脂相容性较好,粘结强度高。前缘外侧为一层高强平纹碳布,内侧间隔放置2~3mm厚PMI泡沫,截面为“C”形。采用抽真空一体化成型,外侧碳纤维层与模具型腔紧贴,通过真空袋膜抽真空均勾施加压力,使C形泡沫与碳纤维层紧密粘接。前缘结构件最长6600mm,质量小于0.19kg。在温度极端的高空环境下可以保持前缘翼面光滑减少飞行过程中气体摩擦阻力,前缘产品见图11。 (1)本文采用外模压十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102N·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7.2kg,6600mm长前缘产品结构质量0.19kg,实现机翼结构部件的轻量化。