蔣建軍　何利軍　何建　趙琛

關鍵詞： 復合材料 大后掠機翼 整體成型 有限元分析 力學試驗

中圖分類號： V279 文獻標識碼： A 文章編號： 1672-3791（2024）01-0098-04

復合材料相較于傳統(tǒng)的金屬材料具有比強度高、比剛度高、耐腐蝕、可設計性等諸多優(yōu)點，在航空航天領域中得到了廣泛的應用［1-3］。相較于傳統(tǒng)金屬材料結構，相同承載能力的復合材料在結構重量上可減輕25%～30%［4］，先進復合材料在飛機結構中的使用量已經(jīng)成為衡量飛機結構先進性的重要指標之一［5］。機翼作為飛機產(chǎn)生升力的主要部件，其強度直接關系著飛機的飛行質量與安全性能，不僅要求其本身重量輕，還要能夠承受飛行中的強大壓力和沖擊力［5-6］。目前復合材料機翼的結構成型技術大多是采用多次成型和拼接成型的方式，使用兩半模具做好后拼接起來，這樣難免會在接縫處產(chǎn)生沖擊拉伸后的斷裂［7］，一定程度上約束了復合材料在機翼結構中性能的發(fā)揮。隨著航空復合材料低成本化制造的迫切要求，整體成型技術和考慮制造與成本的多學科優(yōu)化設計成為未來復合材料機翼的發(fā)展方向。相比傳統(tǒng)裝配工藝技術，采用整體成型可使復合材料結構一次性成型，大大減少零件和緊固件的數(shù)量，提高制件性能，降低裝配成本［8-9］。

盡管整體成型可獲得優(yōu)質的力學性能，降低制造成本，但要對諸如機翼這類大型復雜結構采用一次性的整體成型技術，在工藝和設計上仍存在很多難題。目前對復合材料機翼的整體成型技術研究也僅停留在針對個別部件的整體成型，然后采用共膠接或共固化技術將其組裝成整個機翼。對于全復合材料機翼的設計和整體成型技術，試驗及工程應用的研究較少。為此，本文在給定的機翼外形與載荷條件下，基于復合材料模壓整體成型工藝方法，設計并制造了全尺寸復合材料機翼，并進行了有限元靜力學仿真分析與工程靜力學試驗驗證。對數(shù)值仿真與試驗結果進行對比分析，驗證了全復合材料機翼設計方法、整體模壓成型技術在中小型無人機復合材料機翼工程應用上的可行性，為研究人員進行整體模壓成型機翼結構設計提供了一定的參考依據(jù)。

1 機翼結構設計

機翼結構外形如圖1 所示，因機翼為大后掠上單翼氣動布局形式，且采用了翼身融合設計技術，故結構設計時采用了左右翼整體設計思路，提升了結構傳力效率和結構承載性能。機翼結構主要由主翼和副翼組成，主翼基于復合材料整體成型技術進行設計，而副翼整體成型后與主翼通過轉軸連接。機翼性能通過靜力加載試驗驗證，機翼翼尖變形量在設計載荷下不大于半翼展的8％。

1.1 結構選材

按照結構工作溫度-50～60 ℃要求，結合復合材料自身使用環(huán)境的約束條件，機翼結構選用了中溫固化碳纖維增強環(huán)氧樹脂基復合材料、HP60 輕質泡沫以及7050 鋁合金金屬材料，如表1 所示。材料力學特性如表2 所示。

1.2 結構布局及鋪層設計

復合材料機翼設計主要包括機翼內部結構方案設計、結構細節(jié)設計和鋪層設計3 個方面。本文中主翼結構采用雙梁厚蒙皮式承力結構方案，以泡沫作為芯材，填充蒙皮與梁、肋之間的空隙，起到維持蒙皮外形，增強蒙皮穩(wěn)定性的作用。副翼采用蒙皮—夾芯結構方案，即泡沫芯維持副翼外形，表面敷設碳纖維蒙皮。根據(jù)結構元件受力特點，對主翼蒙皮、副翼蒙皮及梁等進行了鋪層設計，如圖1 和圖2 所示。

2 有限元分析

采用ANSYS 有限元軟件對機翼進行分析，由于機翼關于機身中面對稱，建立了如圖3 所示的有限元模型進行分析計算。機翼有限元模型包含88 796 個單元，82 016 個節(jié)點，其中包括模擬蒙皮、梁、肋的殼單元SHELL181 單元81 266 個，模擬輕質泡沫的實體單元SOLID185 單元7 530 個。

有限元分析結果如圖4 和圖5 所示，圖4 顯示設計載荷下機翼翼尖最大位移為103.8 mm，最大位移占半翼展長的7.4%（翼展長2 791 mm），滿足機翼結構最大位移不大于8% 的設計要求。圖5 可見機翼上、下翼面蒙皮在機翼后掠轉折部位拉、壓應力水平較高，其余部位應力水平相對較低，機翼內部復合材料結構局部最大應變超出許用應變（許用拉伸應變?yōu)? 300 με，許用壓縮應變?yōu)?3 500 με），超出范圍約為1 mm×3 mm，范圍很小，不影響全機翼結構強度。

3 機翼制備與力學試驗

3.1 機翼制備

機翼主翼盒為模壓整體共固化成型結構，由前后縱梁、中翼加強盒、蒙皮、翼肋及內部填充輕質泡沫構成。蒙皮、梁、肋均為層壓結構，蒙皮分為上蒙皮和下蒙皮，分別在模壓模具上單獨敷設預成型，梁、肋通過預成型工裝單獨鋪設預成型。填充輕質泡沫根據(jù)設計數(shù)模機加成型。隨后將各零件按設計圖紙要求進行裝配定位，完成各部分的裝配，通過“上下模具合模+烘箱加熱”工藝完成翼面結構的共固化成型。副翼成型工藝方法與主翼盒類似，分別在合模模具上下面鋪設蒙皮，隨后將即將成型的輕質泡沫填充于上下蒙皮之間，進行共固化成型。待主翼盒與副翼制造完成后，將兩者用裝配型架定位，通過副翼安裝接頭將兩者連接固定。

3.2 力學試驗

機翼結構模擬與機身的連接方式與機身模擬工裝安裝固定，在翼梢等部位安裝位移測量傳感器，翼面區(qū)通過粘貼應變花測量翼面區(qū)應變，通過液壓作動筒拉伸防撥拉片對機翼進行加載，如圖6 所示。

本試驗以載荷百分比方式控制加載，加載速率為設計載荷的10%。測試時位移傳感器和應變花分別記錄選定部位的應變和位移，全翼應變測量值均未超過復合材料設計許用值，翼梢處的載荷—位移曲線如圖7 所示，由圖可知在100% 設計載荷時對應的翼梢位移測量點位移為93.28 mm，翼梢稍部位移98.35 mm。有限元與試驗值誤差4.29%，如表3 所示。

4 結論

（1）設計一種可用于工程應用的大后掠左右翼一體全復合材料機翼。機翼結構主要包含主翼和副翼兩部分，主翼和副翼的蒙皮、梁、肋等復合材料零件均預成型后與即將成型的輕質泡沫在模壓模具組裝后整體共固化成型。成功制備了滿足工程應用的左右整體共固化成型復合材料機翼，驗證了整體模壓成型機翼的可行性。

（2）建立全復合材料機翼有限元分析模型，對機翼的靜力學性能進行了分析，最大位移103.8 mm，占半翼展長的7.4%，滿足不大于8% 的設計要求。各區(qū)域應變滿足材料設計要求，驗證了全復合材料機翼的設計合理性。

（3）完成機翼結構靜力學性能試驗，應變測量值均小于材料設計許用值，翼梢等效位移98.35 mm，占半翼展長的7%，滿足機翼結構設計要求。有限元位移值與試驗結果誤差為4.29%，滿足不大于5% 的工程研制誤差要求。