小型無人飛機復合材料典型結構形式分析

王建華，陳令國，朱成香，胡定紅

（洪都航空工業集團,南昌 330024）

0 引言

小型無人飛機結構的主要功能是保持氣動外形及艙室形狀，承受飛機氣動載荷、發射回收產生的集中載荷以及機載設備的質量力，為機載設備提供一個良好安裝平臺。飛機結構在滿足強度、剛度的前提下，還應滿足重量輕、成本低、工藝性好等要求。

小型無人機由于其低風險、低成本及總體尺寸較小的特點，使一些新材料、新式構型與新型結構設計應用成為可能。利用先進復合材料實現結構/功能一體化、采用夾芯壁板的硬殼式結構，減少機體內部骨架支持的結構形式，可以提高機體內可用空間，增大設備空間、油量，同時降低結構重量系數，另外，整體壁板的結構形式，便于實現復合材料結構/功能一體化。復合材料優良的性能、顯著的減重效益及良好的整體成型工藝性，為小型無人機減輕重量和降低制造成本提供了更大的可能性，使其逐漸成為了小型無人飛機的主體材料。

1 小型無人機新型結構型式

1.1 主要結構新型構型與新型結構設計

小型無人機采用泡沫夾層結構等新式構型，泡沫夾層結構重量輕、具有較大的彎曲剛度和強度。泡沫夾層結構是承載效率較高的結構形式，對于小型無人機，不僅一般結構可以采用，主要承載結構也可采用，而且，一般情況下，面板采用玻璃纖維復合材料，就能滿足強度要求。

泡沫夾層結構由上下薄復合材料面板、泡沫芯和膠粘劑組成，膠粘劑將面板和芯材膠接成一個整體，如圖1所示。（面板主要承受面內拉伸、壓縮和面內剪切；芯材支持面板承受垂直于面板的壓縮應力，并能防止面板在側壓載荷下產生屈曲 （芯材承受壓縮和剪切載荷）。

泡沫夾層結構薄復合材料面板根據載荷大小可選用玻璃布或碳纖維:

1)玻璃布成本低，粘接成型工藝性好，可在常溫下進行粘接固化，但強度性能相對要差一些，適用于載荷較小、重量/剛度要求較低的部件；

2)碳纖維成本相對較高，需高溫高壓固化，熱壓罐成型，工藝復雜，但碳纖維強度性能較好，適用于載荷較大、重量/剛度要求高的部件。

泡沫芯可選用NOMEX蜂窩、ROHACELL泡沫板和硬質聚氨脂泡沫:

1）NOMEX蜂窩夾芯優點是比強度、比剛度大，價格便宜，工藝方法成熟，缺點是制造曲板較困難，蜂窩與形面貼合較難，需銑切加工，因蜂窩較軟，不易裝夾，加工困難；蜂窩為開暢式結構，蜂窩內易積水等液體，蜂窩與內、外玻璃鋼面板膠接成形后，不易排除，在高空底溫環境下結冰，易漲破面板，造成面板脫膠，從而破壞壁板蒙皮結構；蜂窩與壁板膠接面較小，蜂窩內需預浸一定厚度的膠粘劑，才能保證膠接強度，蜂窩內預浸的膠粘劑的厚度不容易控制，因此，膠接重量難以控制，這是蜂窩夾芯結構超重的主要因素之一。

2）在相同密度下，ROHACELL泡沫是強度和剛度最高的泡沫材料。ROHACELL泡沫板為閉孔結構，各向同性,平面和橫向、法向都有較高的剪切模量，橫向、法向變形小；100%閉孔泡沫，不易受潮和進水；可加溫軟化成型與面板貼合，成型性能好；ROHACELL泡沫板為閉孔結構，低樹脂吸收率，而降低樹脂吸收率，在一定程度上會優化夾層結構的重量，減少面板和芯材之間的樹脂量，使之與壁板膠接面大，膠粘劑厚度均勻，從而提高膠接強度。

3）硬質聚氨脂泡沫注射填充在已成型的復合材料層壓板蒙皮內，不用加工芯材外形，結構形式、工藝方法簡單，缺點是發泡性能不穩定，注射填充時泡沫芯材密度不易控制，容易超重，影響結構的重心分布和結構剛度。

1.2 機身新型結構形式

無人機機體結構設計主要是選擇合理的結構型式，應力求設計簡練、傳力合理，結構重量輕和制造工藝性好,常規布局的機身典型結構型式為梁式結構和壁板式蒙皮結構（無梁）。

梁式結構是常見的機身結構形式 （如圖2所示），由縱向梁凸緣、蒙皮和橫向框組成,依據載荷情況,在機身截面周圈合理布置四根梁，上、下大梁承受總體彎矩產生的軸力，蒙皮只受剪，為了維持承載構件的穩定性，設若干框。壁板蒙皮采用復合材料夾層結構,上、下大梁為復合材料預成型結構，可以很好地滿足較復雜的機身外形面的要求。縱向梁凸緣與蒙皮形成了可承受雙向彎矩的梁，以承受剪力和彎矩。而扭矩則通過閉式壁板或兩側梁的參差受剪(有口蓋時)來承受。機身上、下大梁和夾層結構的面板主要采用玻璃纖維復合料，其結構成本低，而且具有良好的抗疲勞特性和沖擊韌性。

由于輕型無人機結構較輕，載荷較小，也可考慮采用壁板式蒙皮結構，壁板蒙皮（如圖4、圖5所示）采用復合材料夾層結構，夾芯有一定高度，機身形成了可承受結構雙向彎矩的整體梁，以承受剪力和彎矩，而扭矩則通過機身上、下壁板合攏后（如圖3所示）形成的閉式結構來承受。上、下壁板蒙皮為復合材料預成型結構，可以很好地滿足較復雜的機身外形和內形要求，大大減少了零件數量和裝配工作量，簡化了裝配協調關系。

圖3 壁板式機身典型切面

圖4 機身上壁板

圖5 機身下壁板

1.3 翼面新型結構形式

1.3.1 機翼新型結構形式

小型無人機機翼或較大型無人機安定面等大型翼面，載荷較大，一般采用梁式壁板結構或硬殼式壁板結構。

梁式壁板結構主要由上下壁板蒙皮、前后梁和若干翼肋組成。蒙皮只受剪，夾芯可采用蜂窩夾芯，法向有較高的剪切模量，面內抗壓能力較強，維持壁板面內剛度，防止失穩；總體彎曲載荷引起的軸力主要由前后梁緣條來傳遞，剪力由梁腹板傳遞，扭矩由壁板和前后梁組成的閉室來傳遞。翼肋支持壁板翼面和梁腹板并傳遞局部集中力載荷，維持承力構件剛度。

硬殼式壁板結構主要由上下壁板蒙皮、前后梁、和若干翼肋組成。壁板不僅承剪，而且承受由總體彎曲產生的拉壓軸力，夾芯可采用ROHACELL泡沫板，ROHACELL泡沫板為閉孔結構，各向同性,平面和橫向、法向都有較高的剪切模量，橫向、法向變形小；梁緣條面積很小，梁的作用主要是承受梁腹板內的剪力，只起墻的作用。翼肋支持壁板翼面和梁腹板并傳遞局部集中力載荷，維持承力構件剛度。

蒙皮壁板結構，通常設計為結構形狀較為復雜的薄面板復合材料夾層結構，大大減少了零件數量和裝配工作量，簡化了裝配協調關系。

翼梁可采用硬鋁合金結構（見圖6）和復合材料預成型結構（見圖7）。

1)硬鋁合金結構為傳統結構形式，工藝方法成熟，但金屬結構與復合材料壁板粘接性能較差，在使用過程中易剝離，梁彎邊與壁板內形的吻合性較差，間隙不均勻，影響膠接質量和重量。同時，由于載荷較小，一般采用板彎件，成本較低，但無法進行等強度設計，會損失一定重量。

2)復合材料預成型結構則可以很好地滿足較復雜的機身外形面的要求，根據應力水平，可以方便地采用變厚度結構，進行等強度設計，既能滿足結構強度要求，又能最大限度的降低結構重量，同時翼梁采用復合材料結構，其材料各項性能（包括粘接性能、熱膨脹系數）與壁板接近，翼梁彎邊與機翼壁板軟膠接，可大大提高翼梁與機翼壁板的粘接強度，降低熱脹冷縮對膠結面的影響。

這種結構形式一般適用于機翼等大型翼面，協調關系復雜、結構承載能力強。

1.3.2 平尾、垂尾新型結構形式

小型無人機平尾、垂尾等中型翼面，一般采用夾層壁板墻式結構。夾層壁板墻式結構由上下壁板蒙皮、墻和若干翼肋組成，有單墻或多墻形式。彎曲載荷主要由壁板來傳遞，剪力由墻傳遞，扭矩由夾層壁板和墻組成的閉室來傳遞。翼肋支持夾層壁板翼面并傳遞局部集中力載荷。在夾層壁板墻式結構中，由于夾層壁板既要承受正應力，又要承受剪應力，因此設計為可承受面內正應力的復合材料夾層結構。翼墻為復合材料夾層結構或木質層板結構。

這種結構形式一般適用于平尾、垂尾等中型翼面（見圖8），協調關系相對簡單，結構承載能力較強。

圖6 機翼典型結構切面一

圖7 機翼典型結構切面二

圖8 尾翼典型結構切面

1.3.3 副翼、方向舵新型結構形式

副翼、方向舵等小型操縱舵面，一般采用全高度泡沫夾芯結構。全高度泡沫夾芯結構主要由上下蒙皮、前后梁和少量翼肋組成。彎曲載荷主要由被內部泡沫芯材密集支撐的蒙皮來傳遞，剪力由墻傳遞，扭矩由蒙皮和前后墻組成的閉室來傳遞。由于有泡沫芯材對蒙皮的密集支持，因此除端部安排翼肋外,其它翼肋相對可以較少或取消，其數量與型式依據蒙皮穩定性和局部集中力載荷傳遞的需要合理布置。在全高度泡沫夾芯結構中，蒙皮為復合材料層壓板，厚度一般較薄，在泡沫芯材的密集支持下，既承受正應力，又承受剪應力。翼墻和翼肋為復合材料夾層結構或木質層板結構。

全腔填充泡沫夾芯結構由復合材料蒙皮和硬質泡沫塑料芯材組成，無梁，少量肋（主要是端肋）。其承力原理類似于夾層結構梁，泡沫芯材起到腹板的作用。

這種結構形式一般適用于副翼、方向舵等操縱舵面，翼面較小，結構簡單，重量輕。（見圖9、圖10）

圖9 副翼結構典型切面

圖10 方向舵結構典型切面

1.4 整體油箱新型結構形式

復合材料整體壁板具有良好的氣密性；復合材料面板材料及縫內膠有耐油性，不容易腐蝕；整體壁板有較好的隔熱性能和較高的結構剛度，既是承力結構，又是整體油箱壁板，可充分利用現有結構，大大減輕結構重量；其材料各項性能（包括粘接性能、熱膨脹系數）接近，不會因熱脹冷縮，而破壞膠結面、產生裂縫，各部件連接采用膠接（無機械連接），則解決了因機械連接產生的密封問題。

1.4.1 機翼整體油箱

某型無人機機翼整體油箱（見圖11）在前、后梁之間，左、右3肋以內，充分利用現有結構（前、后梁，左、右3肋，上、下壁板），梁、肋與壁板采用膠接形式（無機械連接），密封性能良好。

1.4.2 機身整體油箱

某型小型無人機機身整體油箱（見圖12）主要由3、6框（油箱端框）和上、下壁板及機翼下壁板組成，它們均為機身主要承力構件，其連接采用膠接形式（無機械連接），密封性很好。

圖11 機翼整體油箱

圖12 機身整體油箱

2 結 語

先進復合材料及新型結構形式的廣泛使用（復合材料使用量達到90%以上），使無人飛機結構重量系數這一重要指標得以實現，將小型無人機結構重量系數控制在20%～22%左右，可騰出足夠重量空間讓給燃油、有效載荷、武器和補償隱身帶來的重量。

在復合材料結構設計過程中，不僅要滿足受力要求，還應與結構功能化設計和隱身設計融合在一起，即應充分考慮結構設計、結構功能化設計和隱身設計的相容性。利用先進復合材料，將各種功能化設計和隱身技術融合到飛機的結構設計過程中，實現結構/功能一體化，滿足無人飛機輕結構、長航程、高隱身的技術要求。