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1、 民用無人機復合材料機翼結構設計 現代民用無人機復合材料機翼結構設計 摘 要 飛機機翼是飛機的主要承受載荷的部位，機翼的結構性能會直接影響飛機的飛行性能。隨著飛機設計技術的快速成長，對飛機的航行時間以及載荷重量要求也越來越高。復合材料屬于一種新型的材料，具有重量輕、可設計強等特點。復合材料結構可以整體成型，從而可以通過結構設計減少飛機的結構數量，使工藝更簡單,在飛機機翼結構上采用復合材料設計能有效減輕重量。目前飛機結構對復合材料的使用比例也越來越高，了解復合材料設計要求對飛機結構設計人員尤為重要。我國疆域遼闊、人口眾多 ，通過發(fā)展航空業(yè)可以減少人們出行和

2、物流快遞的時間，緩解地面交通壓力，對我國的經濟發(fā)展具有重要意義。本文介紹了國內外復合材料在航空工業(yè)的使用現狀，概括了復合材料的設計準則，討論了復合材料飛機結構設計的好處。結合在實習過程中的工作內容，以CATIA進行機翼結構的三維建模，繪制出機翼蒙皮、翼梁、翼肋數模，進行機翼結構設計分析，并展望該領域未來的發(fā)展前景。 關鍵詞：飛機機翼 飛機載荷 復合材料 飛行性能 整體成型 Composite wing structure design of civil uav ABSTRACT Aircraft wing is the main load

3、 bearing part of the aircraft, the structural performance of the wing will directly affect the flight performance of the aircraft. With the rapid development of aircraft design technology, the requirements of flight time and load weight are becoming higher and higher. Composite material is a new kin

4、d of material, which is light in weight and strong in design. Composite structure can be formed as a whole, which can reduce the number of aircraft structures through structural design, making the process easier, using composite design on the aircraft wing structure can reduce the weight. At present

5、, the proportion of composite materials used in aircraft structure is also increasing, so it is particularly important for aircraft structural designers to understand the design requirements of composite materials. China has a vast territory and a large population. The development of the aviation in

6、dustry can reduce the time for people to travel, logistics and express delivery, and relieve the traffic pressure on the ground, which is of great significance to the economic development of China. This paper introduces the application of composite materials in aviation industry at home and abroad,

7、summarizes the design criteria of composite materials, and discusses the advantages of structural design of composite materials for aircraft. Combined with the CATIA in the internship process to conduct the three-dimensional modeling of the wing, draw out the wing skin, the wing SPAR, the wing rib m

8、athematical model, carry out the design and analysis of the wing structure, and look forward to the future development prospect of this field. Key words: aircraft wing aircraft load composite material flight performance integral molding 目 錄 摘 要 I ABSTRACT

9、II 1 引 言 1 1.1 設計目的和現實意義 1 1.2 復合材料機翼結構的發(fā)展過程 2 1.2.1 復合材料在國外航空公司的發(fā)展狀況 2 1.2.2 我國復合材料飛機的發(fā)展狀況 2 2 設計目標與設計要求制定 3 2.1 復合材料結構設計的一般原則 3 2.1.1 鋪層設計原則 3 2.1.2 鋪層比例 3 2.2 層合板設計 4 2.3 夾層板結構 5 2.3.1 面板 5 2.3.2 芯子 6 2.3.3 防水保護 9 2.4 開口設計準則 10 2.5 中、小開口的補強設計 10 2.5.1 大開口的補強設計 11 3 機翼總體布局 11 3

10、.1 機翼主體結構 11 3.2 蒙皮設計 12 3.2.1 機翼上蒙皮設計 13 3.2.2 機翼下蒙皮設計 13 3.3 機翼梁設計 14 3.4 機翼肋設計 16 3.4.1 前肋 16 3.4.2 中肋 17 3.4.3 后肋 18 4 設計不足 19 5 結論 19 5.1 工作總結 19 5.2 工作展望 19 參考文獻 20 致 謝 21  21 1 引 言 飛機的技術發(fā)展離不開結構的優(yōu)化設計,結構的設計與材料的性能息息相關。材料的更新性能變化，會引起飛機結構設計的重大改動。減輕飛機的結構重量、簡化飛機制造工藝，提高

11、飛行性能，是飛機結構設計人員是要堅持的目標。近百年來飛機由木、布結構發(fā)展為以鋁為主的金屬結構到現在以復合材料為主的飛機結構，經過了飛機設計人員無數次的技術革新。近年來,各國航空公司對飛機結構進行的重要改進，對飛機上使用的材料要求更為嚴格，不僅要滿足飛機的各種載荷要求，還要降低結構重量。復合材料是近年來在飛機結構設計領域中比較流行的，由于它的優(yōu)越性能，也推動了飛機設計領域的發(fā)展。新材料對飛機設計領域的沖擊是非常巨大的，也會給一些新型企業(yè)的發(fā)展機遇，促進整個航空領域的發(fā)展。 先進復合材料是一種新型的航空材料，復合材料與金屬材料有著明顯的性能區(qū)別。與傳統(tǒng)金屬材料相比，復合材料具有優(yōu)越的性能，如比強

12、度和比剛度高、可設計性強等，有些甚至是金屬無法達到的，而且復合材料密度小。在設計飛機結構時，金屬件受到的拉壓、扭轉和彎曲所帶來的應力變形與材料的厚度有關，一般可以增加結構的厚度來提升它的剛度，這往往會使得飛機整體結構重量提升，降低飛機的飛行性能。但是復合材料層壓板和復合材料夾層結構的承載能力變化不僅與結構的厚度有關，還與它的鋪層方向有關，通過設計合理的鋪層方向可以提升復合材料在該方向上的承載能力，從而可以降低結構厚度。 復合材料機翼結構既能滿足飛機的各種載荷需求也能達到減輕飛機結構重量的效果，從而大大提高了飛機的飛行性能。因此，采用有復合材料飛機結構設計利于飛機的減重設計。 1.1 設計目

13、的和現實意義 二十一世紀以來，復合材料結構飛機已經成為飛機設計應用的主要結構了，復合材料占全機的比例越高飛機越先進。在實習過程中接觸到飛機復合材料結構設計，并且有幸參與CR292機翼設計項目。經得公司相關部門同意，使用已經成型進行生產的無人機機翼氣動外形面進行修改，并且進行機翼局部結構設計。本設計論文主要是為了闡述在實習期間自己對復合材料在飛機結構上的應用理解，并且希望能通過本次設計能夠加強對復合材料的屬性、機翼結構、機械零件設計遵循原則等方面的了解，能更好的完成學習和工作任務。 1.2 復合材料機翼結構的發(fā)展過程 1.2.1 復合材料在國外航空公司的發(fā)展狀況 在20世紀70 年代中，

14、波音公司率先在新研發(fā)的軍機上采用復合材料機翼結構設計；隨后以空客為代表的歐洲航空公司也正在新研制的軍用飛機上也采用復合材料機翼結構設計；在20世紀70年代中、后期，復合材料機翼蒙皮壁板和梁、肋的結構設計與制造技術開始使用（典型代表為美國鷂式攻擊機AV-8B）；20世紀80年代初，復合材料用于機翼整體油箱的設計和前掠翼設計（典型代表為美國前掠翼X-29驗證機）；20世紀80年代后期，機翼翼面設計、制造一體化技術逐步成熟，大型飛機翼面的共固化技術開始應用（典型代表為美軍的B-2轟炸機）；20世紀80年代中后期，自動鋪絲機技術、低成本的復合材料機翼設計、預成形件技術制造復合材料機翼結構（典型代表為F

15、-22美軍F-22）。 目前以國外航空工業(yè)為代表的波音公司和空客公司對于復合材料的使用量是隨著新型飛機的更新也在不斷的增加的。 1.2.2 我國復合材料飛機的發(fā)展狀況 我國第一架帶整體油箱的復合材料機翼在1995年試飛成功，這標志著這我國復合材料在飛機機翼上的應用已經逐步成熟了。目前我國軍用飛機機翼結構在復合材料的使用量占機翼總體結構重量的30%～50%,我國研發(fā)的中短程大型客機C919采用的復合材料占全機的30%左右，以及正在研發(fā)的C929復合材料的比重將會超50%。 隨著大型民用客機C919研制成功，這標志著我國的航空工業(yè)將會進入一個新的階段和高度，航空工業(yè)必將蓬勃迅猛發(fā)展。但是我

16、國航空復合材料研制發(fā)展慢、基礎薄、實驗技術落后的現實是不容否認的，與國外的先進技術仍然存在些許差距。我們現在仍然要已學習國外先進飛機技術為主，發(fā)展自己的技術水平，才能提高我們的飛機設計技術。 2 設計目標與設計要求制定 2.1 復合材料結構設計的一般原則 2.1.1 鋪層設計原則 在一般的情況下，設計員應當按下列層合板鋪層設計原則進行設計，以便取得性能較好的層合板、降低層合板的耦合效應和制造難度。然而不是所有的情況都能夠遵循這些設計原則，某些情況下（比如層合板非常薄或者結構承載的方向性非常明確），可能所有的原則都無法遵循，因此需要設計員在設計過程中綜合考慮并根據具體情況決定如何應用

17、這些原則。 一般情況下，鋪層在層合板厚度的中面兩側對稱分布。其主要目的是為了避免層合板的耦合效應和固化變形。如果完全對稱無法做到，那么應當盡量將非對稱的鋪層布置在靠近中面的位置上，這樣可以降低由于不對稱引起的耦合變形。如圖 21所示 圖 21 對稱鋪層 2.1.2 鋪層比例 原則上，一個層合板各個方向的鋪層都要存在，比例應該在8%到67%之間。這主要是為了防止層合板的泊松比過大，如圖 22所示。 圖 22比例鋪層 纖維方向沿主應力方向布置； 工程上常用的纖維方向為0°，45°、-45°和90°，0°方向沿平面主載荷方向布置； 選擇結構最有效率的方案，比如采用夾層

18、板承載彎矩； 設計細節(jié)考慮制造工藝限制因素； 作為一般的設計原則，對于自動鋪帶的制造方式，材料要選用單向帶； 設計過程中要考慮修理問題，比如考慮緊固件的替換修理。 2.2 層合板設計 一般情況下，所有的層合板都應該源于其中對稱面鋪設，存在拉伸與彎曲耦合的層合板應該避免。如果剪切載荷或剪切剛度是設計中的主要考慮因素，那么大部分的材料應與縱軸成±45°鋪設，因為這樣可以提供最高的剪切性能。但是在計算該層合板的縱向或橫向載荷時必須特別小心，因為在這兩個方向上的結構強度非常低。當純使用±45°鋪層時，這類復合材料結構在0°和90°方向的正應力可能會超過材料的強度極限，這在金屬結構設計中一般是

19、不會出現的，因此，承載結構中加入足夠數量的0°和/或90°是必不可少的。 設計人員根據復合材料的各向異性性質選擇合適的鋪層方向，可以得到更經濟有效的結構。這是在近三個月結構設計中是無法辦到的。在確定層合板鋪層順序時，應該注意的事項： （1） 層合板應對稱鋪設，而且應保持總體均衡以避免拉-扭耦合。均衡意味著對于層合板的每一個+45°鋪層存在必須有一個—45°鋪層。對稱要求鋪層的順序關于中面成鏡像對稱鋪設。 （2） 鋪設順序嚴重影響彎曲剛度鋪設順序嚴重影響彎曲剛度進而影響層合板的彎曲行為。一個四邊有支持的高長寬比平板 當它的90°和（或）± 45°鋪層布置在外表面及其附近時會有最高的屈曲強度

20、；而一個寬柱形結構，當其0°鋪層布置在外表面及其附近時它的屈曲強度最高 （3） 靠近膠結接頭的鋪層應該鋪設在與載荷平行的方向上，沿垂直載荷的方向鋪設鋪層合板使接頭的強度最小。 （4） 相鄰鋪層之間夾角應盡量不大于60°（編織布除外）。兩個相鄰的鋪層夾角大于60°時，鋪層在固化時會應力產生裂紋，會降低結構的疲勞強度。 （5） 如果可能，應避免出現連續(xù)90°的鋪層成組，可用0°或±45°鋪層把它們分開（0°為主要載荷方向）、以減小層間剪切應力和正應力。 （6） 外表面層應該連續(xù)，并為45°鋪層（而不是0°或90°鋪層）。 （7） 如果可能，鋪層掉層設計應該相對于層合板中面對稱。 （8）

21、 所有的層合板在0°，±45°以及90°方向的增強體（纖維）體積含量不得低于10%。 2.3 夾層板結構 由兩層面板，粘接膠膜和芯子組成夾層結構，盡管在有些情況下不需要粘接膠膜（例如，當使用泡沫芯時）。為（面板+芯子+面板）結構，本論文以蜂窩作為芯子進行機翼蒙皮結構設計。 2.3.1 面板 每一個面板的層壓板結構必須滿足實體層壓板的一般原則，盡管不是貫穿整個夾層結構。夾層結構的配置形式取決于這種結構的制造方法： （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。 當設計一個夾層的面

22、板時，一些準則應當遵守： （1） 必須至少有兩種纖維方向存在； （2） 與芯子接觸的鋪層和最外面的鋪層必須連續(xù) （3） 不滲透的膜（常常所知的“Tedlar”）需要鋪放在真空袋的一側以防止水的滲透。盡管如此，這種膜在損壞后是不起作用的。 （4） 對于鋪層陡坡，一旦出現在芯子區(qū)域，應該根據圖 23所示的例子，在第一個鋪層陡坡開始前，至少要有10mm的距離；從這點起，鋪層的典型形式就可以應用了。如圖 23所示 圖 23芯子鋪層邊示意圖 當鋪設這樣的材料時，當將這種材料的經面或緯面與夾層接觸時有些輕微的差別，因為在這兩個方向上性能是有一些小的差別。關于這一點，有兩個慣例： 強

23、度取兩值中的較小者來簡化制造工藝。將經向和緯向相對于中面都對稱，包括芯子的厚度。在這種情況下，經向要在設計文件（圖紙，模型，等等）中標明，以便于制造部門正確應用。 在有些情況下，應用環(huán)氧樹脂密封邊緣是一種習慣，有些增加最后的噴漆，其它情況下，僅僅是噴漆而沒有密封。這些慣例應用于已經存在的不同元件，作為“有效的方法”已經被報告過。 2.3.2 芯子 對于夾層板結構來講，有許多不同類型的芯子，這取決于構造形式（六邊形蜂窩，過度拉伸的，…）和材料（阿基米德，紙，…）。最常用的是阿基米德蜂窩芯子（常常所知道的Nomex），六邊形的格子，用芬醛樹脂預浸。 （1）當設計夾層結構時，下面的這些要點要

24、應用到芯子的設計中。選擇芯子的帶子方向（平行于蜂窩格子的拉伸方向）平行于板的主要載荷方向。如圖 24所示 圖 24蜂窩方向示意 （2）為了保證適當的過度，一個最小20mm的半徑必須被應用。當角度比較小時（例如，50），半徑問題可以忽略，可以不需要半徑。圖 25所示 （最小） 圖 25蜂窩邊角過渡 （3）蜂窩邊的錐度應有一個200±50會導致一個最小1.5mm的高度。（見圖2.2.3.2.2）；盡管這個1.5mm是一個很好的慣例，在“Nomex”六角形芯子（阿基米德）的情況下，在制造上是很難達到的，并且可能會留下刀邊。角度達到450是有可能達到的，盡管它們可能需要特殊的

25、制造注意，并且設計需要與制造進行檢查。當角度大于450時，固化時會有問題（例如，蜂窩格子倒塌），需要采取特殊的措施； (4)當需要一個較大的角度時，一個面板可能要被預先固化以避免角上的問題（見圖 26）。另外避免蜂窩格跨塌的一個方法是用共固化的方案，在角上部位增加澆注混合物（樹脂），如圖 27所示 圖 26蜂窩直角邊處理示意 圖 27蜂窩斜角處理示意 l 對于密實結構的泡沫，由于加工困難，最小的厚度必須達到4mm ，用300±50的角度去切邊，（見圖 28所示） 圖 28 l 在芯子有一個開口的情況下（例如，為了安裝一個嵌入件），下面所顯示的是兩個慣例并在現

26、在應用的兩個件： 2 一個是用于擾流片，是一個嵌入在蜂窩芯中的碳纖維復合材料管，用膨脹膠膜和泡沫粘接，如圖 29所示： 圖 29蜂窩嵌入結構示意 如果只使用注入件，需要在孔的周圈至少有兩個完整的蜂窩格，如圖 210所示 2 圖 210蜂窩填充示意 2.3.3 防水保護 取決于不同的面板材料，當鋪層厚度，樹脂含量，等不同時，要求防水的面板的構成形式也是不同的。下面所顯示的是一些現在所用的慣例。 （1）厚度tp=0.25mm的織物預浸料：為了避免水的侵入，在模具一側的層壓板至少要有三層；在真空袋一側，要有2層加上不滲透的膜（Tedlar）。要說明的是，Tedlar只能用

27、于未固化的層壓板，不能用于已固化的。 （2）厚度tp=0.35mm的織物預浸料：為了避免水的侵入，在模具一側的層壓板至少要有2層；在真空袋一側，要有2層加上不滲透的膜（Tedlar）。 在A380的前緣，是單向帶和織物的混合使用，一層單向帶（對接）和一層織物（搭接）。面板是已固化好的，然后與芯子共膠接。在有些情況下（例如前起落架的門），Tedlar膜已證明太弱了，在表面上的任何損傷都能破壞它的防水質量。為了解決這個問題，一種“防水膠膜”被插在層壓板和芯子之間，如下圖所示。這種方案表現出比Tedlar膜更好的防水效果，盡管在防水膠膜和層壓面板之間由于需要增加粘接層而會使重量增加。如圖 21

28、1所示 圖 211 2.4 開口設計準則 由于使用安裝、維護的要求，機體上必須設置各種大小不一的開口如，各類檢查維修用艙口。在一些構件上，如梁、肋、框的腹板上可能需要開有操縱系統(tǒng)或其他系統(tǒng)的通道、電纜的通過孔。在承力蒙皮上每開一個口，都需要加強其周圍結構的強度，以便為載荷傳遞提供適當的路徑。開口處最大的問題可能是拐角的倒角，尖倒角會造成嚴重的應力集中，造成飛機結構破壞，因此開口的結構必須補強。 布置開口，首先必須根據飛機布局和使用、維護、修理的要求來考慮。應使其重量增加盡量少，這就要使開口區(qū)的構件布置及補強措施受力比較有利，為此希望開口的位置盡量處于結構受力較小的部位，開口盡

29、量少，尺寸盡量小開口的形狀引起的應力集中系數盡量小些，最好放在外形面比較平直的部位以利于減小補強附加的增重和便于結構的協(xié)調，同時補強措施應力求使制造和裝配增加的工作量盡量少。總之只有進行綜合設計才能得到效率高、較為經濟的滿意設計，由于開口大小對結構的影響及補強的措施的不同，可以按小、中、大三中情況進行開口區(qū)的結構設計。 2.5 中、小開口的補強設計 這種情況在梁、框腹板上開通過孔，或在薄蒙皮上開檢查口等，其影響是局部的。此時應盡量設計成圓形，以便應力集中系數較低。這類小開口一般在孔邊用口框加強令圈。口框可用法蘭盤式加強環(huán)；也可以采用組合式，用環(huán)形型材和四周的型材共同形成一個框架。在彎矩最大

30、的四個角上布置斜支撐筋條，以防蒙皮受壓屈曲，框架區(qū)內的蒙皮也要適當的加厚 2.5.1 大開口的補強設計 對剖面上具有相對尺寸較大的開口，在計算結構剖面的特征時就必須計及開口的影響。這就意味著，大開口對整個剖面都會有影響，而不僅僅是影響開口周圍的局部區(qū)域。如果開口非常大，則一部分剪力將由一部分剪力由鄰近的梁緣條組成的框架承受，因此梁緣條承受軸向載荷的能力將降低。若梁緣條必須承受很高的軸向載荷，這些剪力的影響就必須加以考慮。 3 機翼總體布局 機翼由機翼主體（上蒙皮、下蒙皮前梁、后梁、端部加強肋、普通肋）、襟翼、副翼、翼梢小翼組成。結構如圖 31所示 圖 31機翼總體結構圖 3

31、.1 機翼主體結構 機翼主體結構由機翼上蒙皮、下蒙皮、機翼骨架(梁、肋)組成，蒙皮采用編織布與單向帶混合加蜂窩結構；機翼骨架均為雙向碳纖維編織布加單向帶混合層合板結構。機翼骨架如圖 32所示 圖 32機翼骨架結構 機翼上蒙皮與機翼梁和肋采用共膠接方式固化，為控制固化成本與成品質量固化可采用中溫固化，溫度120°C～150°,0.3MPa。 圖 33機翼共固化結構示意（蒙皮為上蒙皮） 3.2 蒙皮設計 機翼蒙皮為機翼的氣動面主要承受剪切力，大飛機蒙皮鋪層比例可為［40,50,10］%～［30,60,10］%，無人機蒙皮比較薄，可以不用完全遵從這要求。因為要保證機翼氣動外

32、形面光滑，表面質量好，所以蒙皮的外表面作為鋪貼面，采用陰模模具鋪貼。為了防止外界水汽進入蜂窩夾層引起結構變壞，在蒙皮內表面添加一層Tedlar膜，在P2層處增加一層樹脂密封。蒙皮的鋪層信息如圖 34，表 31所示。 圖 34蒙皮鋪層結構示意 表 31蒙皮鋪層信息 序號 材料牌號 材料類型 鋪層角度 P1 T300 斜紋預浸布 45° P2 T300 斜紋預浸布 -45° P3 T700 單向預浸布 0° P4 T700 單向預浸布 45° P5 T700 單向預浸布 45° P6 T700 單向預浸布 0° P7 T3

33、00 斜紋預浸布 -45° P8 T300 斜紋預浸布 45° 3.2.1 機翼上蒙皮設計 機翼上蒙皮長為2900mm，在機翼弦長的25%處斷開為上蒙皮前邊，在機翼弦長的55%處斷開為機翼上蒙皮的后邊。，與機翼骨架的連接處厚度為1mm;中間處設有蜂窩夾層結構，肋#1—肋#7為機翼載荷較大的區(qū)域蜂窩夾層板處厚度為5mm,肋#7-肋#8為過渡區(qū)蜂窩夾層板處厚度為3mm,肋#8-肋#11為機翼載荷較小的區(qū)域，為編織布T700材料，厚度0.8mm。如圖 35所示 圖 35上蒙皮結構示意 表 32上蒙皮材料信息 零件 材料 單層厚度mm 重量kg 復合材料面板

34、 T700單向預浸布、T300斜紋預浸布 0.1 1.834 蜂窩 JY2-4.8-32-10 0.1 1.042 總重量 2.876 3.2.2 機翼下蒙皮設計 機翼下蒙皮長2900mm,機翼前緣與上蒙皮為一整體，在機翼弦線的25%處斷開做下陷，上蒙皮下表面搭接在下蒙皮上表面膠接。與機翼骨架的連接處厚度為1mm，前緣肋間蒙皮厚度為0.8mm蜂窩1-蜂窩4厚度為5mm,蜂窩5厚度為3mm,肋#9-肋#11處不設蜂窩，厚度為0.8mm。下蒙皮底部設置有3個開口，開口1為機翼與機身之間安裝和維修窗口；開口2為機翼與襟翼安裝維修窗口；開口3為機翼與副翼安裝維修窗口。如圖

35、36所示 圖 36下蒙皮結構示意 表 33下蒙皮材料信息示意 零件 材料 厚度mm 重量kg 復合材料面板 T700單向預浸布、T300斜紋預浸布 0.1 2.6 蜂窩 JY2-4.8-32-10 0.1 1.125 總重量 3.725 3.3 機翼梁設計 翼梁由梁緣條和腹板組成。翼梁是機翼的主要承載和傳遞載荷元件，主要承受剪力和彎矩。復合材料翼梁設計45°、-45°鋪層的比例較高，一般采用［30,60,10］%～［40,50,10］范圍內的鋪層比例。 1. 前梁 翼梁設計大致可以分為梁的凸緣設計、梁腹板設計和凸緣與腹板結合的部位細節(jié)設計以

36、及梁凸緣與機體的連接設計。前梁為C型碳纖維夾層結構，C型開口朝向后緣，陽模鋪貼，腹板肋間設夾層。長度為2924mm，始于機翼-機身平面，終于機翼-翼梢小翼平面。最大高度113mm,最小處為55mm,端頭緣條、腹板厚度為3mm漸變到2.4mm、1.6mm到尾部為0.8mm。根部下緣條寬45mm漸變至梢部25mm,上緣條寬75mm漸變至梢部45mm。梁與肋翻邊采用膠接，與蒙皮采用膠接。如圖 37所示 圖 37前梁結構示意 2. 后梁 后梁為C型碳纖維夾層結構，C型開口朝向前緣，陽模鋪貼，腹板肋間設夾層，長度2905mm,始于機翼-機身平面，終于機翼-翼梢小翼平面。最大高度65mm，最

37、小高度為35mm，端頭緣條、腹板厚度2.6mm，漸變?yōu)?.0mm、1.4mm到尾部為0.8mm。根部緣條寬如圖 38所示。 圖 38前梁結構示意 3. 襟翼輔助梁 襟翼輔助梁為C型碳纖維夾層結構，C型開口朝向襟翼，陽模鋪貼。長1234mm,腹板最大高度37mm,最小高度29mm,緣條寬度15mm,厚度1mm。如圖 39所示 圖 39襟翼輔助梁示意 4. 副翼輔助梁 副翼輔助梁為C型碳纖維夾層結構，C型開口朝向襟翼，陽模鋪貼。長1040mm,腹板最大高度27mm,最小高度22mm,緣條寬度15mm,厚度1mm。如圖 310所示。 圖 310副翼輔助梁示意

38、表4-7翼梁重量 零件 材料 重量kg 前梁 T700單向預浸布、T300斜紋預浸布 1.606 后梁 T700單向預浸布、T300斜紋預浸布 0.887 襟翼輔助梁 T700單向預浸布、T300斜紋預浸布 0.114 副翼輔助梁 T700單向預浸布、T300斜紋預浸布 0.064 總重量 2.671 3.4 機翼肋設計 機翼共有11組肋，一組肋分為前肋、中肋、后肋。9組普通肋，結構為C型開口朝機身方向；兩組為加強肋，結構為工字型分別位于肋#3、肋#11。采用T300斜紋預浸布材料設計，翼肋位置示意，如圖4-8所示 圖4-8翼肋位置示意圖 3.

39、4.1 前肋 普通肋前肋緣條20mm,厚度為1.6mm,腹板厚度為1.6mm在肋腹板中開口半徑為23mm減重圓孔穿線，在其周圍有10mm寬的增強墊圈，厚度為2.0mm,腹板與緣條處有倒圓角。陽模鋪貼。c型肋結構如圖 311所示。 加強肋為工字型緣條寬度為40mm,厚度為1.6mm,在腹板上有開口半徑為23mm,邊緣有加強圈，工字型肋如圖 312所示。 圖 311前肋C型結構示意圖 圖 312前肋工字型加強結構示意 3.4.2 中肋 中肋緣條20mm,厚度1.6mm，腹板上有3個開口，開口周邊有加強圈。中肋前緣與前梁內腹板膠接，后緣緣條與后梁內腹板膠接，肋上

40、下緣條與蒙皮膠接。肋與梁緣條接觸處有過渡，陽模鋪貼。結構如圖 313所示。 圖 313中肋結構示意 3.4.3 后肋 后肋，為開口朝機身處C型肋緣條寬度20mm,厚度1.6mm。肋前緣與后梁外腹板膠接，上下緣條與蒙皮膠接，后肋#4、肋#5、肋#6后緣與襟翼輔助梁外表面膠接；后肋#8、肋#9與副翼輔助梁外腹板膠接，如圖 314所示 圖 314機翼后緣肋示意 4 設計不足 由于論文設計時間的限制，接觸到復合材料飛機結構設計時間短暫，設計經驗不足，本文還有很多需要完善的地方。本設計是使用現有大型無人機左機翼進行結構設計，只討論了蒙皮結構、梁結構和肋結構，還有很多地方沒有考

41、慮清楚，缺乏強度實驗校核，還有很多缺陷。本設計只是初步結構設計，只符合機翼的結構建?？紤]，要想實際運用，還得經過強度計算和詳細設計。 5 結論 5.1 工作總結 本文利用在實習中所工作的的無人機機翼外形，利用CATIA進行三維建模。對復合材料對于機翼結構的影響展開了研究。對比分析了傳統(tǒng)金屬材料機翼與現代復合材料機翼的區(qū)別，以及在設計復合材料機翼結構時所要遵循的一些原則，并進行了機翼整體數模建設。主要工作如下： （1） 劃分機翼總體結構布局（劃分上、下蒙皮，前梁、后梁位置、各肋間距）； （2） 確定梁、肋的結構形式和成形方式； （3） 確定蒙皮的結構和連接方式； （4） 簡單闡述復

42、合材料結構的鋪層方式 （5） 本論文在研究的基礎上進行機翼結構設計，通過研究復合材料不同方向的鋪層對結構不同承載能力影響，力求設計最合適的鋪層方式，使得結構重量最輕。 結論：使用復合材料機翼結構合理的鋪層方式可以保證結構的承載能力，可以有效降低機翼結構重量。由于復合材料的各向異性，目前在主要的連接件還得使用金屬材料設計?，F在民用飛機或無人機已經大范圍使用復合材料結構設計，復合材料結構設計是飛機具有先進性的標準，飛機所使用復合材料的含量越高飛機越先進。 5.2 工作展望 從目前航空復合材料發(fā)展狀況來看，復合材料結構將會逐步替換傳統(tǒng)的金屬結構，飛機上的使用比例將會逐步提高。復合材料機翼結

43、構是我在實習期間接觸到的第一份工作，在實習過程中也充分認識了復合材料對于飛機結構設計的重要性，對于一個航空學院，畢業(yè)后想在飛機設計領域發(fā)展的我來說，復合材料的性能是必須要熟悉掌握的。雖然在實習的過程中是比較累的，但是每次都能學到新的知識，不斷的擴展自己的知識儲備量提高自己的見識，滿滿的收獲感使我覺得即便在累也是值得的。復合材料在飛機結構上的使用量不斷提升，復合材料飛機已成為一種趨勢。學好復合材料對于飛機結構設計人員是十分重要的，這將使我們能更好的把握飛機結構設計未來的發(fā)展趨勢。學好復合材料知識對即將走出校門的我來說，也不再感到迷茫，也更加堅定自己心中的信念。 參考文獻

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