民用无人机复合材料机翼结构设计毕业论文.docx
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民用无人机复合材料机翼结构设计毕业论文
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摘要
飞机机翼是飞机的主要承受载荷的部位，机翼的结构性能会直接影响飞机的飞行性能。
随着飞机设计技术的快速成长，对飞机的航行时间以及载荷重量要求也越来越高。
复合材料属于一种新型的材料，具有重量轻、可设计强等特点。
复合材料结构可以整体成型，从而可以通过结构设计减少飞机的结构数量，使工艺更简单,在飞机机翼结构上采用复合材料设计能有效减轻重量。
目前飞机结构对复合材料的使用比例也越来越高，了解复合材料设计要求对飞机结构设计人员尤为重要。
我国疆域辽阔、人口众多，通过发展航空业可以减少人们出行和物流快递的时间，缓解地面交通压力，对我国的经济发展具有重要意义。
本文介绍了国内外复合材料在航空工业的使用现状，概括了复合材料的设计准则，讨论了复合材料飞机结构设计的好处。
结合在实习过程中的工作内容，以CATIA进行机翼结构的三维建模，绘制出机翼蒙皮、翼梁、翼肋数模，进行机翼结构设计分析，并展望该领域未来的发展前景。
关键词：
飞机机翼飞机载荷复合材料飞行性能整体成型
Compositewingstructuredesignofciviluav
ABSTRACT
Aircraftwingisthemainloadbearingpartoftheaircraft,thestructuralperformanceofthewingwilldirectlyaffecttheflightperformanceoftheaircraft.Withtherapiddevelopmentofaircraftdesigntechnology,therequirementsofflighttimeandloadweightarebecominghigherandhigher.Compositematerialisanewkindofmaterial,whichislightinweightandstrongindesign.Compositestructurecanbeformedasawhole,whichcanreducethenumberofaircraftstructuresthroughstructuraldesign,makingtheprocesseasier,usingcompositedesignontheaircraftwingstructurecanreducetheweight.Atpresent,theproportionofcompositematerialsusedinaircraftstructureisalsoincreasing,soitisparticularlyimportantforaircraftstructuraldesignerstounderstandthedesignrequirementsofcompositematerials.Chinahasavastterritoryandalargepopulation.Thedevelopmentoftheaviationindustrycanreducethetimeforpeopletotravel,logisticsandexpressdelivery,andrelievethetrafficpressureontheground,whichisofgreatsignificancetotheeconomicdevelopmentofChina.Thispaperintroducestheapplicationofcompositematerialsinaviationindustryathomeandabroad,summarizesthedesigncriteriaofcompositematerials,anddiscussestheadvantagesofstructuraldesignofcompositematerialsforaircraft.CombinedwiththeCATIAintheinternshipprocesstoconductthethree-dimensionalmodelingofthewing,drawoutthewingskin,thewingSPAR,thewingribmathematicalmodel,carryoutthedesignandanalysisofthewingstructure,andlookforwardtothefuturedevelopmentprospectofthisfield.
Keywords:
aircraftwingaircraftloadcompositematerialflightperformanceintegralmolding
1引言
飞机的技术发展离不开结构的优化设计,结构的设计与材料的性能息息相关。
材料的更新性能变化，会引起飞机结构设计的重大改动。
减轻飞机的结构重量、简化飞机制造工艺，提高飞行性能，是飞机结构设计人员是要坚持的目标。
近百年来飞机由木、布结构发展为以铝为主的金属结构到现在以复合材料为主的飞机结构，经过了飞机设计人员无数次的技术革新。
近年来,各国航空公司对飞机结构进行的重要改进，对飞机上使用的材料要求更为严格，不仅要满足飞机的各种载荷要求，还要降低结构重量。
复合材料是近年来在飞机结构设计领域中比较流行的，由于它的优越性能，也推动了飞机设计领域的发展。
新材料对飞机设计领域的冲击是非常巨大的，也会给一些新型企业的发展机遇，促进整个航空领域的发展。
先进复合材料是一种新型的航空材料，复合材料与金属材料有着明显的性能区别。
与传统金属材料相比，复合材料具有优越的性能，如比强度和比刚度高、可设计性强等，有些甚至是金属无法达到的，而且复合材料密度小。
在设计飞机结构时，金属件受到的拉压、扭转和弯曲所带来的应力变形与材料的厚度有关，一般可以增加结构的厚度来提升它的刚度，这往往会使得飞机整体结构重量提升，降低飞机的飞行性能。
但是复合材料层压板和复合材料夹层结构的承载能力变化不仅与结构的厚度有关，还与它的铺层方向有关，通过设计合理的铺层方向可以提升复合材料在该方向上的承载能力，从而可以降低结构厚度。
复合材料机翼结构既能满足飞机的各种载荷需求也能达到减轻飞机结构重量的效果，从而大大提高了飞机的飞行性能。
因此，采用有复合材料飞机结构设计利于飞机的减重设计。
1.1设计目的和现实意义
二十一世纪以来，复合材料结构飞机已经成为飞机设计应用的主要结构了，复合材料占全机的比例越高飞机越先进。
在实习过程中接触到飞机复合材料结构设计，并且有幸参与CR292机翼设计项目。
经得公司相关部门同意，使用已经成型进行生产的无人机机翼气动外形面进行修改，并且进行机翼局部结构设计。
本设计论文主要是为了阐述在实习期间自己对复合材料在飞机结构上的应用理解，并且希望能通过本次设计能够加强对复合材料的属性、机翼结构、机械零件设计遵循原则等方面的了解，能更好的完成学习和工作任务。
1.2复合材料机翼结构的发展过程
1.2.1复合材料在国外航空公司的发展状况
在20世纪70年代中，波音公司率先在新研发的军机上采用复合材料机翼结构设计；随后以空客为代表的欧洲航空公司也正在新研制的军用飞机上也采用复合材料机翼结构设计；在20世纪70年代中、后期，复合材料机翼蒙皮壁板和梁、肋的结构设计与制造技术开始使用（典型代表为美国鹞式攻击机AV-8B）；20世纪80年代初，复合材料用于机翼整体油箱的设计和前掠翼设计（典型代表为美国前掠翼X-29验证机）；20世纪80年代后期，机翼翼面设计、制造一体化技术逐步成熟，大型飞机翼面的共固化技术开始应用（典型代表为美军的B-2轰炸机）；20世纪80年代中后期，自动铺丝机技术、低成本的复合材料机翼设计、预成形件技术制造复合材料机翼结构（典型代表为F-22美军F-22）。
目前以国外航空工业为代表的波音公司和空客公司对于复合材料的使用量是随着新型飞机的更新也在不断的增加的。
1.2.2我国复合材料飞机的发展状况
我国第一架带整体油箱的复合材料机翼在1995年试飞成功，这标志着这我国复合材料在飞机机翼上的应用已经逐步成熟了。
目前我国军用飞机机翼结构在复合材料的使用量占机翼总体结构重量的30%～50%,我国研发的中短程大型客机C919采用的复合材料占全机的30%左右，以及正在研发的C929复合材料的比重将会超50%。
随着大型民用客机C919研制成功，这标志着我国的航空工业将会进入一个新的阶段和高度，航空工业必将蓬勃迅猛发展。
但是我国航空复合材料研制发展慢、基础薄、实验技术落后的现实是不容否认的，与国外的先进技术仍然存在些许差距。
我们现在仍然要已学习国外先进飞机技术为主，发展自己的技术水平，才能提高我们的飞机设计技术。
2设计目标与设计要求制定
2.1复合材料结构设计的一般原则
2.1.1铺层设计原则
在一般的情况下，设计员应当按下列层合板铺层设计原则进行设计，以便取得性能较好的层合板、降低层合板的耦合效应和制造难度。
然而不是所有的情况都能够遵循这些设计原则，某些情况下（比如层合板非常薄或者结构承载的方向性非常明确），可能所有的原则都无法遵循，因此需要设计员在设计过程中综合考虑并根据具体情况决定如何应用这些原则。
一般情况下，铺层在层合板厚度的中面两侧对称分布。
其主要目的是为了避免层合板的耦合效应和固化变形。
如果完全对称无法做到，那么应当尽量将非对称的铺层布置在靠近中面的位置上，这样可以降低由于不对称引起的耦合变形。
如图21所示
图21对称铺层
2.1.2铺层比例
原则上，一个层合板各个方向的铺层都要存在，比例应该在8%到67%之间。
这主要是为了防止层合板的泊松比过大，如图22所示。
图22比例铺层
纤维方向沿主应力方向布置；
工程上常用的纤维方向为0°，45°、-45°和90°，0°方向沿平面主载荷方向布置；
选择结构最有效率的方案，比如采用夹层板承载弯矩；
设计细节考虑制造工艺限制因素；
作为一般的设计原则，对于自动铺带的制造方式，材料要选用单向带；
设计过程中要考虑修理问题，比如考虑紧固件的替换修理。
2.2层合板设计
一般情况下，所有的层合板都应该源于其中对称面铺设，存在拉伸与弯曲耦合的层合板应该避免。
如果剪切载荷或剪切刚度是设计中的主要考虑因素，那么大部分的材料应与纵轴成±45°铺设，因为这样可以提供最高的剪切性能。
但是在计算该层合板的纵向或横向载荷时必须特别小心，因为在这两个方向上的结构强度非常低。
当纯使用±45°铺层时，这类复合材料结构在0°和90°方向的正应力可能会超过材料的强度极限，这在金属结构设计中一般是不会出现的，因此，承载结构中加入足够数量的0°和/或90°是必不可少的。
设计人员根据复合材料的各向异性性质选择合适的铺层方向，可以得到更经济有效的结构。
这是在近三个月结构设计中是无法办到的。
在确定层合板铺层顺序时，应该注意的事项：
（1）层合板应对称铺设，而且应保持总体均衡以避免拉-扭耦合。
均衡意味着对于层合板的每一个+45°铺层存在必须有一个—45°铺层。
对称要求铺层的顺序关于中面成镜像对称铺设。
（2）铺设顺序严重影响弯曲刚度铺设顺序严重影响弯曲刚度进而影响层合板的弯曲行为。
一个四边有支持的高长宽比平板当它的90°和（或）±45°铺层布置在外表面及其附近时会有最高的屈曲强度；而一个宽柱形结构，当其0°铺层布置在外表面及其附近时它的屈曲强度最高
（3）靠近胶结接头的铺层应该铺设在与载荷平行的方向上，沿垂直载荷的方向铺设铺层合板使接头的强度最小。
（4）相邻铺层之间夹角应尽量不大于60°（编织布除外）。
两个相邻的铺层夹角大于60°时，铺层在固化时会应力产生裂纹，会降低结构的疲劳强度。
（5）如果可能，应避免出现连续90°的铺层成组，可用0°或±45°铺层把它们分开（0°为主要载荷方向）、以减小层间剪切应力和正应力。
（6）外表面层应该连续，并为45°铺层（而不是0°或90°铺层）。
（7）如果可能，铺层掉层设计应该相对于层合板中面对称。
（8）所有的层合板在0°，±45°以及90°方向的增强体（纤维）体积含量不得低于10%。
2.3夹层板结构
由两层面板，粘接胶膜和芯子组成夹层结构，尽管在有些情况下不需要粘接胶膜（例如，当使用泡沫芯时）。
为（面板+芯子+面板）结构，本论文以蜂窝作为芯子进行机翼蒙皮结构设计。
2.3.1面板
每一个面板的层压板结构必须满足实体层压板的一般原则，尽管不是贯穿整个夹层结构。
夹层结构的配置形式取决于这种结构的制造方法：
（1）未固化的面板+芯子+未固化的面板；
（2）固化的面板+芯子+未固化的面板；
（3）固化的面板+芯子+固化的面板。
当设计一个夹层的面板时，一些准则应当遵守：
（1）必须至少有两种纤维方向存在；
（2）与芯子接触的铺层和最外面的铺层必须连续
（3）不渗透的膜（常常所知的“Tedlar”）需要铺放在真空袋的一侧以防止水的渗透。
尽管如此，这种膜在损坏后是不起作用的。
（4）对于铺层陡坡，一旦出现在芯子区域，应该根据图21所示的例子，在第一个铺层陡坡开始前，至少要有10mm的距离；从这点起，铺层的典型形式就可以应用了。
如图23所示
图23芯子铺层边示意图
当铺设这样的材料时，当将这种材料的经面或纬面与夹层接触时有些轻微的差别，因为在这两个方向上性能是有一些小的差别。
关于这一点，有两个惯例：
强度取两值中的较小者来简化制造工艺。
将经向和纬向相对于中面都对称，包括芯子的厚度。
在这种情况下，经向要在设计文件（图纸，模型，等等）中标明，以便于制造部门正确应用。
在有些情况下，应用环氧树脂密封边缘是一种习惯，有些增加最后的喷漆，其它情况下，仅仅是喷漆而没有密封。
这些惯例应用于已经存在的不同元件，作为“有效的方法”已经被报告过。
2.3.2芯子
对于夹层板结构来讲，有许多不同类型的芯子，这取决于构造形式（六边形蜂窝，过度拉伸的，…）和材料（阿基米德，纸，…）。
最常用的是阿基米德蜂窝芯子（常常所知道的Nomex），六边形的格子，用芬醛树脂预浸。
（1）当设计夹层结构时，下面的这些要点要应用到芯子的设计中。
选择芯子的带子方向（平行于蜂窝格子的拉伸方向）平行于板的主要载荷方向。
如图24所示
图24蜂窝方向示意
（2）为了保证适当的过度，一个最小20mm的半径必须被应用。
当角度比较小时（例如，50），半径问题可以忽略，可以不需要半径。
图24所示
（最小）
图25蜂窝边角过渡
（3）蜂窝边的锥度应有一个200±50会导致一个最小1.5mm的高度。
（见图2.2.3.2.2）；尽管这个1.5mm是一个很好的惯例，在“Nomex”六角形芯子（阿基米德）的情况下，在制造上是很难达到的，并且可能会留下刀边。
角度达到450是有可能达到的，尽管它们可能需要特殊的制造注意，并且设计需要与制造进行检查。
当角度大于450时，固化时会有问题（例如，蜂窝格子倒塌），需要采取特殊的措施；
（4）当需要一个较大的角度时，一个面板可能要被预先固化以避免角上的问题（见图26）。
另外避免蜂窝格跨塌的一个方法是用共固化的方案，在角上部位增加浇注混合物（树脂），如图27所示
图26蜂窝直角边处理示意
图27蜂窝斜角处理示意
●对于密实结构的泡沫，由于加工困难，最小的厚度必须达到4mm，用300±50的角度去切边，（见图28所示）
图28
●在芯子有一个开口的情况下（例如，为了安装一个嵌入件），下面所显示的是两个惯例并在现在应用的两个件：
✧一个是用于扰流片，是一个嵌入在蜂窝芯中的碳纤维复合材料管，用膨胀胶膜和泡沫粘接，如图27所示：
图29蜂窝嵌入结构示意
如果只使用注入件，需要在孔的周圈至少有两个完整的蜂窝格，如图23所示
✧
图210蜂窝填充示意
2.3.3防水保护
取决于不同的面板材料，当铺层厚度，树脂含量，等不同时，要求防水的面板的构成形式也是不同的。
下面所显示的是一些现在所用的惯例。
（1）厚度tp=0.25mm的织物预浸料：
为了避免水的侵入，在模具一侧的层压板至少要有三层；在真空袋一侧，要有2层加上不渗透的膜（Tedlar）。
要说明的是，Tedlar只能用于未固化的层压板，不能用于已固化的。
（2）厚度tp=0.35mm的织物预浸料：
为了避免水的侵入，在模具一侧的层压板至少要有2层；在真空袋一侧，要有2层加上不渗透的膜（Tedlar）。
在A380的前缘，是单向带和织物的混合使用，一层单向带（对接）和一层织物（搭接）。
面板是已固化好的，然后与芯子共胶接。
在有些情况下（例如前起落架的门），Tedlar膜已证明太弱了，在表面上的任何损伤都能破坏它的防水质量。
为了解决这个问题，一种“防水胶膜”被插在层压板和芯子之间，如下图所示。
这种方案表现出比Tedlar膜更好的防水效果，尽管在防水胶膜和层压面板之间由于需要增加粘接层而会使重量增加。
如图24所示
图211
2.4开口设计准则
由于使用安装、维护的要求，机体上必须设置各种大小不一的开口如，各类检查维修用舱口。
在一些构件上，如梁、肋、框的腹板上可能需要开有操纵系统或其他系统的通道、电缆的通过孔。
在承力蒙皮上每开一个口，都需要加强其周围结构的强度，以便为载荷传递提供适当的路径。
开口处最大的问题可能是拐角的倒角，尖倒角会造成严重的应力集中，造成飞机结构破坏，因此开口的结构必须补强。
布置开口，首先必须根据飞机布局和使用、维护、修理的要求来考虑。
应使其重量增加尽量少，这就要使开口区的构件布置及补强措施受力比较有利，为此希望开口的位置尽量处于结构受力较小的部位，开口尽量少，尺寸尽量小开口的形状引起的应力集中系数尽量小些，最好放在外形面比较平直的部位以利于减小补强附加的增重和便于结构的协调，同时补强措施应力求使制造和装配增加的工作量尽量少。
总之只有进行综合设计才能得到效率高、较为经济的满意设计，由于开口大小对结构的影响及补强的措施的不同，可以按小、中、大三中情况进行开口区的结构设计。
2.5中、小开口的补强设计
这种情况在梁、框腹板上开通过孔，或在薄蒙皮上开检查口等，其影响是局部的。
此时应尽量设计成圆形，以便应力集中系数较低。
这类小开口一般在孔边用口框加强令圈。
口框可用法兰盘式加强环；也可以采用组合式，用环形型材和四周的型材共同形成一个框架。
在弯矩最大的四个角上布置斜支撑筋条，以防蒙皮受压屈曲，框架区内的蒙皮也要适当的加厚
2.5.1大开口的补强设计
对剖面上具有相对尺寸较大的开口，在计算结构剖面的特征时就必须计及开口的影响。
这就意味着，大开口对整个剖面都会有影响，而不仅仅是影响开口周围的局部区域。
如果开口非常大，则一部分剪力将由一部分剪力由邻近的梁缘条组成的框架承受，因此梁缘条承受轴向载荷的能力将降低。
若梁缘条必须承受很高的轴向载荷，这些剪力的影响就必须加以考虑。
3机翼总体布局
机翼由机翼主体（上蒙皮、下蒙皮前梁、后梁、端部加强肋、普通肋）、襟翼、副翼、翼梢小翼组成。
结构如图31所示
图31机翼总体结构图
3.1机翼主体结构
机翼主体结构由机翼上蒙皮、下蒙皮、机翼骨架（梁、肋）组成，蒙皮采用编织布与单向带混合加蜂窝结构；机翼骨架均为双向碳纤维编织布加单向带混合层合板结构。
机翼骨架如图32所示
图32机翼骨架结构
机翼上蒙皮与机翼梁和肋采用共胶接方式固化，为控制固化成本与成品质量固化可采用中温固化，温度120°C～150°,0.3MPa。
图33机翼共固化结构示意（蒙皮为上蒙皮）
3.2蒙皮设计
机翼蒙皮为机翼的气动面主要承受剪切力，大飞机蒙皮铺层比例可为［40,50,10］%～［30,60,10］%，无人机蒙皮比较薄，可以不用完全遵从这要求。
因为要保证机翼气动外形面光滑，表面质量好，所以蒙皮的外表面作为铺贴面，采用阴模模具铺贴。
为了防止外界水汽进入蜂窝夹层引起结构变坏，在蒙皮内表面添加一层Tedlar膜，在P2层处增加一层树脂密封。
蒙皮的铺层信息如图34，表31所示。
图34蒙皮铺层结构示意
表31蒙皮铺层信息
序号
材料牌号
材料类型
铺层角度
P1
T300
斜纹预浸布
45°
P2
T300
斜纹预浸布
-45°
P3
T700
单向预浸布
0°
P4
T700
单向预浸布
45°
P5
T700
单向预浸布
45°
P6
T700
单向预浸布
0°
P7
T300
斜纹预浸布
-45°
P8
T300
斜纹预浸布
45°
3.2.1机翼上蒙皮设计
机翼上蒙皮长为2900mm，在机翼弦长的25%处断开为上蒙皮前边，在机翼弦长的55%处断开为机翼上蒙皮的后边。
，与机翼骨架的连接处厚度为1mm;中间处设有蜂窝夹层结构，肋#1—肋#7为机翼载荷较大的区域蜂窝夹层板处厚度为5mm,肋#7-肋#8为过渡区蜂窝夹层板处厚度为3mm,肋#8-肋#11为机翼载荷较小的区域，为编织布T700材料，厚度0.8mm。
如图35所示
图35上蒙皮结构示意
表32上蒙皮材料信息
零件
材料
单层厚度mm
重量kg
复合材料面板
T700单向预浸布、T300斜纹预浸布
0.1
1.834
蜂窝
JY2-4.8-32-10
0.1
1.042
总重量
2.876
3.2.2机翼下蒙皮设计
机翼下蒙皮长2900mm,机翼前缘与上蒙皮为一整体，在机翼弦线的25%处断开做下陷，上蒙皮下表面搭接在下蒙皮上表面胶接。
与机翼骨架的连接处厚度为1mm，前缘肋间蒙皮厚度为0.8mm蜂窝1-蜂窝4厚度为5mm,蜂窝5厚度为3mm,肋#9-肋#11处不设蜂窝，厚度为0.8mm。
下蒙皮底部设置有3个开口，开口1为机翼与机身之间安装和维修窗口；开口2为机翼与襟翼安装维修窗口；开口3为机翼与副翼安装维修窗口。
如图36所示
图36下蒙皮结构示意
表33下蒙皮材料信息示意
零件
材料
厚度mm
重量kg
复合材料面板
T700单向预浸布、T300斜纹预浸布
0.1
2.6
蜂窝
JY2-4.8-32-10
0.1
1.125
总重量
3.725
3.3机翼梁设计
翼梁由梁缘条和腹板组成。
翼梁是机翼的主要承载和传递载荷元件，主要承受剪力和弯矩。
复合材料翼梁设计45°、-45°铺层的比例较高，一般采用［30,60,10］%～［40,50,10］范围内的铺层比例。
1.前梁
翼梁设计大致可以分为梁的凸缘设计、梁腹板设计和凸缘与腹板结合的部位细节设计以及梁凸缘与机体的连接设计。
前梁为C型碳纤维夹层结构，C型开口朝向后缘，阳模铺贴，腹板肋间设夹层。
长度为2924mm，始于机翼-机身平面，终于机翼-翼梢小翼平面。
最大高度113mm,最小处为55mm,端头缘条、腹板厚度为3mm渐变到2.4mm、1.6mm到尾部为0.8mm。
根部下缘条宽45mm渐变至梢部
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