1.引言

　　航空工業(yè)需要開發(fā)用于航天器、宇航服和衛(wèi)星技術(shù)的先進材料。近年來，在對提高性能、效率和可持續(xù)性的不懈追求的推動下，航空航天材料可實現(xiàn)多種進步，包括降低成本、減輕重量、提高強度、增強韌性、提高耐用性并降低燃料消耗。碳纖維復(fù)合材料編織層壓板就是這樣一種備受關(guān)注的材料，尤其是由于其出色的強度重量比和在航空領(lǐng)域的超輕應(yīng)用潛力。20 世紀(jì) 60 年代，美國國家航空航天局 (NASA) 開始探索碳復(fù)合材料在航空航天領(lǐng)域的應(yīng)用。1963 年，波音 727 在垂直穩(wěn)定器和方向舵中采用了碳復(fù)合材料。15年后，通用動力公司的F-16戰(zhàn)斗機采用了碳纖維增強復(fù)合材料機翼。在商用層面，許多飛機在重要部件中加入了碳復(fù)合材料，例如空中客車 A310 是第一架在 1983 年將碳復(fù)合材料納入垂直尾翼的商用飛機，又或是1995 年采用復(fù)合材料尾翼部件（包括水平穩(wěn)定器和垂直尾翼）的波音 777。2011 年推出的波音 787 夢想飛機在機身、機翼和尾翼上大量使用碳復(fù)合材料，標(biāo)志著一個重要的里程碑，碳復(fù)合材料也為軍用飛機做出了巨大貢獻。洛克希德·馬丁公司于 2005 年推出的 F-22 猛禽戰(zhàn)斗機的主要結(jié)構(gòu)部件采用了碳復(fù)合材料，從而減輕了重量并提高了機動性。類似地，洛克希德·馬丁公司的 F-35 Lightning II 在 2006 年大量采用了碳復(fù)合材料，纖維增強層壓板和聚合物 CFRP（碳纖維增強聚合物）幾乎占據(jù)了機身重量的35%。與此同時，碳纖維復(fù)合材料對無人機市場產(chǎn)生了重大影響，在減輕重量方面帶來了顯著的進步，與鋁等傳統(tǒng)材料相比，這提高了無人機的性能，包括飛行時間、機動性和有效載荷能力。碳復(fù)合材料還表現(xiàn)出優(yōu)異的抗疲勞、腐蝕和環(huán)境條件性能，提高了無人機的可靠性和使用壽命，同時降低了維護要求。

　　新型碳基復(fù)合材料在航空航天應(yīng)用中的有效性是通過大量測試、分析和認(rèn)證的嚴(yán)格過程來驗證的。驗證過程的第一步是材料特性，通過測試碳復(fù)合材料以評估其機械性能，例如拉伸強度、彎曲強度和抗沖擊性。第二步是通過有限元分析或 FEA 模擬碳基復(fù)合材料在各種負(fù)載條件下的結(jié)構(gòu)行為。FEA 有助于評估諸如固有頻率、應(yīng)力分布、變形和故障模式等因素，為復(fù)合材料性能提供有價值的見解。之后，為了確保新復(fù)合材料的有效性，還需對其進行全面的結(jié)構(gòu)測試。最后一步是滿足嚴(yán)格的認(rèn)證要求并遵守行業(yè)法規(guī)，包括機械性能、制造工藝、結(jié)構(gòu)完整性和安全性。對于無人機來說，驗證其投入使用后的維護和修理也很重要。

　　本文介紹的新型超輕碳基復(fù)合材料 (ULCC)專為航空領(lǐng)域的超輕應(yīng)用而設(shè)計，聚焦于無人機 (UAV) 市場。因此對其進行了機械性能和結(jié)構(gòu)模擬研究。研究分為兩部分：首先，評估編織層壓板的機械性能；其次，通過 FE 模型評估其是否適合集成到下一代飛機設(shè)計中，以實現(xiàn)前所未有的燃油效率和性能水平。ULCC 的機械特性與兩種不同的碳纖維復(fù)合編織層壓板：T300 /環(huán)氧樹脂和T1000 /環(huán)氧樹脂進行了比較。通過有限元模型對新設(shè)計的無人機的不同部件進行了比較，從而得出此種先進復(fù)合材料的潛在優(yōu)勢。

　　近年來，無人駕駛飛行器（UAV）的使用率顯著增加。UAV因為能夠輕松進入人類難以到達的區(qū)域而備受關(guān)注。TERSA 項目旨在開發(fā)起飛重量低于50 公斤的 SAPR（遙控飛機系統(tǒng)）的電力推進技術(shù)。該項目的預(yù)期成果是顯著提高陸地和海上監(jiān)視、數(shù)據(jù)收集的雙重作戰(zhàn)能力，以及融入民航交通的能力。該項目有兩種配置，一種是傳統(tǒng)固定翼，一種是垂直起降固定翼，這兩種配置都配備電力推進系統(tǒng)和感知與避讓 (S&A) 系統(tǒng)，可以直接將飛機并入空中交通。該項目制造出了一種新型碳纖維材料，以用來滿足許多要求：機械性能、與碳?xì)浠衔锏募嫒菪裕辉跇O低溫度下或者在很寬的溫度范圍內(nèi)保持穩(wěn)定的性能；避免在聚合物基質(zhì)內(nèi)產(chǎn)生微裂紋等。

2.1 .材料

　　此種重量極輕的預(yù)浸料織物密度為65 g/m2，環(huán)氧樹脂含量為47%，以確保性能、成本和污染排放的平衡。所用材料是預(yù)浸碳纖維和環(huán)氧樹脂基質(zhì)。在最常見的樹脂體系（如乙烯基酯、聚酯等）中，環(huán)氧樹脂雖然價格較貴，但機械性能最佳。此外，還采用了預(yù)浸漬織物層，需要通過溫度和壓力來激活和鞏固層壓板的聚合過程。進一步的測試包括材料的機械特性測試（對特定樣品的破壞性測試）、動態(tài)機械分析（DMA），這是一種通過測量固化樣品的應(yīng)變或應(yīng)力來分析其動力學(xué)特性的技術(shù)，敲擊檢查與超聲波（US）檢查（都是用于快速檢測可能的分層現(xiàn)象）等。

2.2 .均質(zhì)化

　　為了更好地比較，將航空航天工業(yè)中常用的T300/環(huán)氧樹脂和T1000/環(huán)氧樹脂材料與這種材料進行了對比。采用混合法則測量這些復(fù)合材料的機械性能，并采用材料數(shù)據(jù)表中報告的相同體積百分比：纖維和基體的體積分?jǐn)?shù)分別為Vf = 0.55和Vm = 0.45。T300/環(huán)氧樹脂和T1000/環(huán)氧樹脂的性能由供應(yīng)商提供，而ULCC的性能則通過混合法則確定。表1為均質(zhì)復(fù)合材料的機械性能。

表1復(fù)合材料的機械性能

　　本測試使用了有限元（FE）模型分析，以檢驗使用三種復(fù)合材料（T300/環(huán)氧樹脂、T1000/環(huán)氧樹脂和ULCC）制造的結(jié)構(gòu)的動態(tài)特性。進行自由振動測試旨在測試組件的整體動態(tài)行為（包括幾何形狀、層壓板、材料等），以驗證飛機設(shè)計，而不僅僅測試此種復(fù)合材料的特性。選取了三個不同結(jié)構(gòu)元件的模型，每個元件分別使用這三種材料進行單獨檢查（這些元件的CAD模型如圖1所示）。所研究的三個元件為：

1.吊臂內(nèi)側(cè)支撐

2.吊臂外側(cè)支撐

3.電動馬達鼻架

　　前兩項分別代表無人機吊臂的內(nèi)支撐和外支撐，第三項代表無人機電動動力系統(tǒng)的機頭。此類部件必須考慮高強度和剛度。本次測試使用ABAQUS 軟件進行。

　　表2為內(nèi)吊臂支撐的前 6 個自然頻率。當(dāng)使用 ULCC 材料時，可以觀察到最高頻率，并且剛度結(jié)構(gòu)組件的剛度會大幅增加。這是因為 ULCC 在保持相同密度的情況下與其他材料相比具有最高的彈性模量。ULCC 材料的彈性模量比傳統(tǒng)的 T300/環(huán)氧樹脂高 87.5%，而密度僅增加約 1.5%。前 6 個模態(tài)形狀的圖形表示如下圖 2。

　　本結(jié)構(gòu)部件應(yīng)與內(nèi)側(cè)支撐配合支撐吊臂。因此，兩個不同幾何形狀的部件應(yīng)具有相似的動態(tài)特性。事實上，正如表3頻率與之前表 2的頻率規(guī)律一致。在本例中，ULCC 也表現(xiàn)出更高的剛度和結(jié)構(gòu)模態(tài)形狀。

圖3.吊臂外側(cè)支撐組件的前六階模態(tài)

　　最后分析的部件是無人機電力傳動系統(tǒng)的機頭框架支撐結(jié)構(gòu)。這種結(jié)構(gòu)的形狀是錐形殼與圓形板的組合，圓形板用螺栓固定在頂部開孔的錐體底部。前 6 個自然頻率列于表4，使用 ULCC 的效果在高模態(tài)下尤其明顯，此時差異約為+36%。前 6 個模態(tài)形狀已列在圖 4。其中，邊界條件對當(dāng)前結(jié)構(gòu)的影響清晰可見。

　　新型超輕碳基復(fù)合材料 (ULCC)已被用于航空工業(yè)。將 ULCC 與兩種常用于飛機的傳統(tǒng)材料（即 T300/環(huán)氧樹脂和 T1000/環(huán)氧樹脂）進行了比較分析，結(jié)果表明，新型 ULCC 具有更高的剛度和更低的密度，在航空航天應(yīng)用領(lǐng)域具有優(yōu)勢。為了進一步評估在行業(yè)中實施 ULCC 的可行性，采用有限元模型進行驗證。研究結(jié)果表明，作為航空工業(yè)的創(chuàng)新材料，新型 ULCC材料應(yīng)用前景廣闊，它可以減輕飛機的整體重量、提高性能特征并產(chǎn)生積極的經(jīng)濟影響。未來，研究重點將會落在使用新型 ULCC 生產(chǎn)物理樣本上，并進一步將其推向市場。

編譯自《復(fù)合材料 C 部分：open access》第 14 卷，2024 年 7 月，100447

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