全复合材料太阳能无人机结构设计与分析

设计了一款常规气动布局三机身结构,最大起飞重量为40 kg的复合材料太阳能无人机。基于总体结构设计与气动性能分析,建立了整机有限元模型。基于结构有限元分析,对机翼、平尾、垂尾、太阳能电池组件进行了强度、刚度、稳定性校核。强度校核时采用了最大应力强度准则。计算表明:在设计过载系数为2.5、安全系数为2.0的条件下,无人机外侧翼段、内侧翼段、平尾、中部垂尾、外侧垂尾的强度裕度依次为2.4、0.48、2.13、1.84、1.94,满足强度要求。为提高机翼上蒙皮稳定性,优化后的机翼铺层方案比初始铺层方案增重约12.3%。太阳能电池板贴覆于机翼上翼面,强度校核满足设计要求。

碳纤维单向层合板落锤冲击损伤特性试验与仿真研究

参照国标设计了碳纤维层合板冲击试验试件,并采用湿法常温真空加压固化工艺制作。选取不同冲击能量对试件冲击。建立了碳纤维层合板非线性损伤有限元模型:编写用户子程序定义层合板的损伤。选用基于应变的Chang-Chang准则判定纤维和基体损伤。使用二次应力准则判定胶层单元的初始损伤;采用BK准则判定胶层单元的失效。结果表明:冲击头接触力合力峰值随冲击能量增大呈先增大后减小;冲击头最大位移和能量损耗率随冲击能量增大呈单调上升趋势。试件受冲击后先出现基体拉伸损伤,并由冲击区域沿纤维方向延展;低能量组试件的基体拉伸损伤面积随冲击能量增大呈线性增大,高能量组呈非线性增大;分层损伤主要集中在冲击区域;分层面积随冲击能量增大呈线性增大;接触力合力峰值的最大计算误差为18.51%。数值计算损伤状态与试件实际损伤形貌基本吻合。

胶接对碳纤维层合板与铝合金板单钉连接静强度的影响

开展了碳纤维层合板与铝合金板单钉连接及胶螺连接静强度拉伸实验。建立了胶螺连接有限元模型,编写子程序将三维Hashin失效准则嵌入了计算模型。对板间胶层脱黏机理进行了研究,分析了碳纤维层合板的渐进损伤过程。基于实验数据对数值计算模型进行了修正。修正后有限元模型的峰值载荷与实验值误差为2.9%,二次峰值误差为14.8%。研究表明:高强度胶黏剂能提高单钉胶螺连接结构强度和安全裕度;胶黏剂强度越高则峰值载荷越高;板间胶层脱黏后,载荷二次峰值低于初始峰值,且与无胶接单钉螺栓连接峰值载荷基本吻合;螺栓孔内注胶的胶螺连接结构的连接刚度和稳定性优于孔内无胶连接结构;本文构建的有限元模型能较准确模拟位移加载下板间胶层的脱黏机理和碳纤维层合板的渐进损伤过程。

复合材料螺栓连接结构力学性能研究进展

复合材料螺接结构具有可靠性高和强度高等特点,在现代飞机结构中被广泛应用。通过总结复合材料螺接结构的研究进展,从失效形式、钉载分配预测方法、失效预测方法以及强度影响因素(铺层方式及拧紧力矩)等方面进行阐述,得出了如下结论:在钉载分配预测方法中,有限元法能够最真实地模拟复合材料螺栓连接结构,预测结果精度较高;在失效预测方法中,渐进损伤法在预测螺接失效行为上表现更好,可以清楚了解材料损伤情况。最后展望了未来复合材料螺栓连接性能的研究方向,可为复合材料螺接结构在航空航天领域的应用提供参考。

太阳能无人机发展综述

太阳能无人机以其长航时、能源清洁被世界各国重视,已经成为国家战略不可或缺的一环。简述了现如今太阳能无人机发展现状及成就;整理了太阳能无人机总体设计的发展脉络,介绍1种较成熟的能源管理方案;基于现有太阳能无人机采取的布局方式,引出并介绍了双机身串列翼构型太阳能无人机的可行性及优缺点。优点是采用串列翼布局的无人机升力较大,滞空时间也较长;缺点是前后分布的机翼并不能增加机体的强度,且前面机翼产生的涡流对后面的机翼容易产生影响。合理结合双机身与串列翼布局,能提升无人机的升力与续航能力,增强无人机机体强度,提高飞行稳定性,对国内发展此类型太阳能无人机进行展望。