Unmanned Aerial Vehicle (UAV) er et aerodynamisk fly, der ikke kræver, at personale skal transporteres. Det kan flyve automatisk og guide eksternt og kan gendannes eller bruges en gang. Det er blevet brugt med succes inden for civile felter til katastrofepatrulje, miljøovervågning, luftfotografering, skovbrandforebyggelse og meteorologisk observation. På militære felter har det udviklet sig til ubemandede kampsystemer til militær rekognosering, undertrykkelse af luftmagt, elektronisk krigsførelse og dyb aflytning. Som en ny type luftfartsvåben vil det blive den dominerende kraft i luftkamp!. På grund af det faktum, at droner kun har ødelæggelse af fly og ingen skader, har deres udvikling været meget hurtig. De vigtigste aspekter af drone -kropsdesign er strukturel form og materialevalg, og en rimelig strukturel form er en forudsætning for dronestrukturen til at imødekomme designkrav. Fordelen ved at designe strukturen af en drone er, at den ikke kræver overvejelse af den fysiologiske udholdenhed af mennesker under flyvning, og den kræver heller ikke særlig overvejelse af strukturen og materialerne til stealth og anti -ballistiske kapaciteter. Kun i betragtning af dronens strukturelle ydelse kan sikre installation af avanceret luftbåren udstyr!
Vægtreduktion er et evigt tema i drone -kropsdesign. Sammenlignet med aluminiumsprofiler og stål er den unikke letvægtseffekt af kulfiberkompositmaterialer også blevet den almindelige tendens i drone -letvægtning, hvilket betyder, at det kan forlænge rejsetid eller øge missionens nyttelast. På nuværende tidspunkt er mængden af carbonfiberkompositmaterialer, der bruges i avancerede ubemandede luftkøretøjer i verden, generelt 60% til 80% af den samlede vægt af gamle flysstrukturer og når endda over 90%. Vægtreduktionen af ubemandede luftkøretøjsstrukturer kan nå 30% til 5%. Karbonfiberkompositmaterialer kan optimeres og designes i henhold til styrken og stivhedskravene til ubemandede luftkøretøjer, der opfylder egenskaberne ved integreret støbning af komponenter som drone -flykroge og vinger. Horpiksmatrixens korrosionsmodstand af sammensatte materialer kan gøre det muligt at bruge droner i barske miljøer i lang tid, hvilket gør dem lette at vedligeholde og reparere
I udviklingsprocessen for forskellige typer dronestrukturer har de fået enstemmig anerkendelse fra alle parter og er blevet vidt brugt, idet de er hovedmaterialet i mange flymodeller. Dette spiller en afgørende rolle i den lette, miniaturisering og høj ydeevne af dronestrukturer. Derefter, baseret på vores tidligere arbejdserfaring og de aktuelle fremstillingsvilkår for carbonfiberkompositmaterialer, introducerer vi den lette teknologi til dronekropper.
Designteknologi af kompositmateriale dronekrop
1. Analyse af kulfiberkompositstrukturer til droner
Denne model af drone hører til kategorien Small Aircraft og kan modstå lave belastninger under flyvningen. Dets strukturelle design letter den omfattende anvendelse af letvægts carbonfiberkompositmaterialer og deres sandwichstrukturer og stræber efter en kortfattet struktur for at reducere produktionsomkostningerne.
Kroppen af denne model af drone vedtager hovedsageligt en Nomex -honningkagsandwichstruktur, og den grundlæggende strukturelle form er vist i følgende figur.
Denne sandwichstruktur er sammensat af højstyrke carbonfiberkomposit indre og ydre paneler og lette kernematerialer med lav styrke, som har fordelene ved letvægt, høj bøjningsstivhed og styrke, stærk anti-ustabilitetsevne, træthedsmodstand, lydabsorption og varmereparation. De øvre og nedre paneler har de vigtigste træk og trykspændinger, mens kernematerialet hovedsageligt bærer forskydningsspænding. Kernematerialet bruges til at fremstille de øvre og nedre paneler til en integreret komponent: det tynde panel bøjes ikke, når den udsættes for høj trækspænding, og forskydningsstyrken overføres fra panelet til det indre panel, som kan gøre det muligt for panelet og kernen at fungere fuldt ud ved at realisere den høje specifikke styrke og stivhedskarakteristika for den lagdelte struktur, afhængigt af panelets ydelse og kerne.
På grund af den gode bøjningsstivhed af sandwichstrukturen, som effektivt kan koordinere dets kritiske stressniveau for ustabilitet og det tilladte stressniveau for statisk styrke, kan ubemandede luftkøretøjer designes baseret på statisk styrke. Det ydre panel af dronesandwichstrukturen er designet som et to-lags carbonfiberklud lamineret bræt, der kan modstå planer i planet og vinge aerodynamiske kræfter. Valget af kernematerialer tager højde for vægttab og støbning af processabilitet, der vælger lille celle lavtæthed Nomex honningkage; Det indre panel er designet som et lag carbonfiberklud, som er meget tynd og ujævn på grund af påvirkningen af honningkamceller under støbningsprocessen. Den statiske styrke i planet overvejer kun den ydre panels bærende kapacitet, mens honningkam- og indre paneler er designet baseret på stabilitet.
De bærende bjælker og vægge i den sammensatte materielle kropsstruktur af ubemandede luftkøretøjer er designet som sammensatte laminater, og vinge ribbenene er lavet af luftfartslaminater og deres sandwichstrukturer. I betragtning af egenskaberne ved den samlede støbningsproces for sammensatte materialer er sandwichstrukturens hud, belastningsbærende bjælker, vægge og vinge ribben i flyselegemet designet som sammensatte materiale, som er bundet vingeoverflader, dvs. formen af belastningsbjælker, vægge og vinge ribben og bindingen af det indre panel i sandwich-strukturen er afsluttet. Dette kan eliminere behovet for klæbende samling af komponenter, hvilket er ret effektivt til at reducere vægten af droner, strømline produktionsprocesser og forbedre kvaliteten af komponentenheden.
2. Design af dronekrop baseret på sammensatte materialer
Designet af sammensatte materialestrukturer til ubemandede luftkøretøjer kræver en kortfattet struktur, med flere komponenter designet som en hel struktur så meget som muligt, hvilket reducerer antallet af stik og fastgørelsesmidler, hvilket reducerer vægten af strukturen og antallet af stresskoncentrationsområder, der er forårsaget af montering, forenkler vedligeholdelse og reparation af luftfartøjsstrukturen; Vedtagelse af et holistisk strukturelt design kan forenkle kraftransmissionsforholdet mellem flyet, lette transmission af rimelig kraft, sikre kontinuiteten i strukturel styrke og stivhedsegenskaber og lette den samlede justering og forbedring af strukturelt design. Implementering af det samlede strukturelle design under hensyntagen til støbningsprocessen for sammensatte materialer kan forbedre strukturen
I udviklingsprocessen for en bestemt model af dronekrop vedtog vi carbonfiberkompositstruktur for alle kropskomponenter for at opnå større præcision. Designmaterialer og deres sandwichstrukturer, og integrer begrebet samlet samhulring og co -binding gennem hele designprocessen. Karbonfiberkompositkropskomponenterne i denne model af drone inkluderer syv dele: flykrop, flykrop -dækning, vinger, aileroner, lodret hale, flad hale og haleunderstøttelse. Konturdiagrammet for dronen er vist i følgende figur.
Det specifikke designskema for carbonfiberkompositkropskomponenterne i ubemandede luftkøretøjer er som følger
1) Fuselagestrukturen er overkroppen af en drone, der bruges til at bære udstyr, installere motorer og bære nyttelast. Syggestrukturen består af fire langsgående belastningsbærende ω-formede bjælker, flykropskind og otte parallelle arrangerede tværgående forstærkende ribben, som vist i tværsnitsdiagrammet nedenfor. Den bærende bjælke er en sammensat lamineret pladestruktur. Fuselage -huden vedtager kompositmateriale indre og ydre paneler med en sandwichstruktur i midten, og sandwichmaterialet er Nomex honningkage. De forstærkede ramme ribben er lagdelt med sammensatte materialer, og sandwichmaterialet er lavet af luftfartøjskiner. De fire bjælker og huden er samlet og forbundet med klæbende binding, og den forstærkede ribben ramme bruges til at understøtte tværsnitsform af flykroppen og transmittere koncentrerede belastninger.
2) Fuselage -dækning
Flykrossdækslet er en separat komponent på flykroppen, og den strukturelle form af materialet er den samme som for flykroppen. Det er et carbonfiberkompositmateriale med øvre og nedre paneler og en sandwichstruktur i midten, og sandwichmaterialet er Nomex Honeycomb. Hætten tykkelsen er også den samme som flykroppen her. Kropsdækslet er forbundet til kroppen ved hjælp af snap på bolte og kan adskilles gentagne gange. Tværsnittet af flykroppen er vist på figuren.
3) Vingestruktur
Vingen er den vigtigste løftoverflade af dronen, symmetrisk på begge sider, forbundet til flykroppen, med aerodynamiske belastninger og generering af den krævede løftekraft til dronens bevægelse. Vingen vedtager en carbonfiberkomposit sandwichstruktur for at sikre tilstrækkelig stærk støtte og let vægt. Glat strømline og nøjagtig form kan opnås gennem formformning og derved forbedre den strukturelle effektivitet, aerodynamisk elasticitet og kontrolegenskaber af dronen.
Vingen af dronen består af øvre og nedre skind, forreste og bageste U-formede bjælker og 16 tværgående ribben, som vist i diagrammet. Bøjnings- og forskydningsbelastningen af vingen overføres hovedsageligt af de forreste og bageste U-formede bjælker, mens drejningsmomentet overføres af strukturen sammensat af de øvre og nedre skind og de forreste og bageste U-formede bjælker. De tværgående ribben understøtter huden og strålebunden og transmitterer lokaliserede koncentrerede belastninger. Tværsnitsbillede af vingen er vist på figuren.
Huden bærer hovedsageligt forskydningsspænding, og det dannende materiale vedtager carbonfiberkomposit indre og ydre paneler med en sandwichstruktur i midten, og sandwichmaterialet er Nomex honningkage. Vingribbenene vedtager en carbonfiberkomposit sandwichstruktur, og sandwichmaterialet er lavet af luftflik.
De forreste og bageste U-formede bjælker vedtager en foruddannet carbonfiberkomposit lamineret pladestruktur. Bjælkerne, vinge ribbenene og øvre og nedre skind er alle samlet ved binding, forenkler monteringsprocessen og undgår behovet for at åbne monteringshuller til fastgørelsesmontering.
4) Aileron -struktur
Aileron er lille i størrelse, og dens form er vist i figur 8.35. Metaldelene af den roterende skaft skal fastgøres inde, så skumsandwichstrukturen er valgt. Denne struktur er sammensat af øvre og nedre skind fyldt med stift polyurethanskum og to vinge ribben. Dets tværgående afsnit er vist i figur. Belastningen overføres hovedsageligt af huden, og den hårde skumkerne spiller en bærende rolle. Huden er designet som et sammensat panel med kun et lag carbonfiberklud, som kan bære både normal stress og forskydningsspænding under den tætte støtte af skumkerne. Wing Rib er et luftfartslagsplade, der hovedsageligt bruges til at placere metalrotationsaksen.
5) Lodret halestruktur
Den vandrette dimension af den lodrette hale er lille, og skumsandwichstrukturen er valgt. Denne struktur er direkte sammensat af øvre og nedre skind fyldt med stift polyurethanskum. Belastningen overføres hovedsageligt af huden, og den hårde skumkerne spiller en bærende rolle. Huden er designet som et sammensat panel med enkeltlags carbonfiberklud. Med den tætte støtte fra skumkerne kan den bære både normal stress og forskydningsspænding
6) Flad halestruktur
Den flade hale er sammensat af øvre og nedre skind, vægge og 4 vinge ribben. Bøjningsbelastningen overføres hovedsageligt af huden, forskydningsbelastningen overføres af væggen, og drejningsmomentet overføres af strukturen sammensat af huden og væggen. Vinge ribben understøtter hudens vingeoverflade og transmitterer lokalt koncentrerede kraftbelastninger. I denne struktur er huden nødt til at modstå både normal stress og forskydningsspænding, så den er designet som en sammensat sandwichstruktur, der kan modstå plan i planen normal stress. Sandwichmaterialet er nomex honningkage. Væggen er en sammensat sandwichstruktur, og sandwichmaterialet vælges som luftfartsfiner. Wing Rib -materialet er luftfartslamineret bord.
7) Halstøttestruktur
Tail Strut er en bærende komponent, der forbinder vingen og halefinnen. Spiller rollen som overførsel af alle belastninger fra halevingen til vingen. Den bærende form svarer til en cantilever-bjælke, der skal modstå tovejsskærekraft, tovejs bøjningsmoment og drejningsmoment. Derfor vedtager halestagen kulfiberkompositmateriale cirkulært rør. Dette runde rør er fremstillet ved strækning af ekstruderingsvikling, der kan producere længere rørbeslag og skære dem i henhold til designdimensionerne.
3. Design og analyse af kulfiberkompositmaterialer til ubemandede luftkøretøjer
1) Strukturel designanalyse viser, at carbonfiberkompositmaterialer kan forbedre strukturernes træthedsydelse. Derfor fokuserer strukturel designanalyse hovedsageligt på strukturel statisk styrkeanalyse og stabilitetsanalyse, og brug af tekniske beregningsmetoder i design er meget effektiv.
2) Strukturel statisk styrkeanalyse
Den statiske styrkeanalyse og beregning af strukturen udføres i henhold til ingeniørstrålteorien. Strukturel styrke styres af tilladt belastning, og strukturel stivhed kontrolleres i henhold til deformationskrav
3) Hudstabilitetsanalyse
Beregningen af stabilitetsdesign af honningkomsandwichstrukturhud kan udføres i henhold til de tilsvarende metoder i manualen til sammensat materialesign. Stabiliteten af huden af skumsandwichstruktur skal analyseres og beregnes ved afbøjningskurvaturligning og energimetode
4) Stabilitetsanalyse af bærende bjælker
Den samlede kritiske stress for ustabiliteten af bærende bjælker beregnes generelt i form af en spændingsstang. På grund af det faktum, at den bærende bjælke i dronestrukturer normalt er bundet til huden og understøttet af huden, er den kritiske stress for ustabilitet beregnet i form af en Euler-stang relativt konservativ.