무인 항공기 (UAV)는 인원을 운반 할 필요가없는 공기 역학적 항공기입니다. 자동으로 비행하고 원격으로 안내 할 수 있으며 한 번 복구하거나 사용할 수 있습니다. 재난 순찰, 환경 모니터링, 항공 사진, 산림 화재 예방 및 기상 관찰을 위해 민간 분야에서 성공적으로 사용되었습니다. 군사 분야에서는 군사 정찰, 공군 전력 억제, 전자 전쟁 및 깊은 차단을위한 무인 전투 시스템으로 발전했습니다. 새로운 유형의 항공 무기로서, 그것은 항공 전투에서 지배적 인 힘이 될 것입니다!. 드론은 항공기 파괴와 사상자가 없기 때문에 그들의 개발은 매우 빠릅니다. 드론 바디 설계의 주요 측면은 구조적 형태와 재료 선택이며, 합리적인 구조적 형태는 드론 구조가 설계 요구 사항을 충족하기위한 전제 조건입니다. 드론의 구조를 설계하는 장점은 비행 중에 인간의 생리적 지구력을 고려할 필요가 없으며 스텔스 및 반 탄도 기능을위한 구조와 재료에 대한 특별한 고려가 필요하지 않다는 것입니다. 드론의 구조적 성능 만 고려하면 고급 공중 장비의 설치를 보장 할 수 있습니다!
체중 감소는 드론 바디 디자인의 영원한 주제입니다. 알루미늄 프로파일 및 강철과 비교할 때 탄소 섬유 복합 재료의 독특한 경량 효과는 드론 경량화의 주류 추세가되었으므로 이동 시간을 연장하거나 미션 페이로드를 증가시킬 수 있습니다. 현재, 세계의 고급 무인 항공기에서 사용되는 탄소 섬유 복합 재료의 양은 일반적으로 고대 항공기 구조물의 총 중량의 60% ~ 80%이며 심지어 90% 이상에 도달합니다. 무인 공중 차량 구조물의 중량 감소는 30%에서 5%에 도달 할 수 있습니다. 탄소 섬유 복합 재료는 무인 공중 차량의 강도 및 강성 요구 사항에 따라 최적화되고 설계 될 수 있으며 드론 동체 및 날개와 같은 구성 요소의 적분 성형 특성을 충족합니다. 복합 재료의 수지 매트릭스의 부식 저항은 오랫동안 거친 환경에서 드론을 사용할 수 있으므로 유지 관리 및 수리가 쉬워집니다.
다양한 유형의 드론 구조의 개발 과정에서, 그들은 모든 당사자로부터 만장일치 인식을 얻었으며 널리 사용되어 많은 항공기 모델의 주요 재료가되었습니다. 이것은 드론 구조의 경량, 소형화 및 고성능에서 중요한 역할을합니다. 다음으로, 과거의 작업 경험과 탄소 섬유 복합 재료의 현재 제조 조건을 바탕으로 드론 바디를위한 경량 기술을 소개합니다.
복합 재료 드론 바디의 설계 기술
1. 드론을위한 탄소 섬유 복합 구조 단위 분석
이 드론 모델은 소규모 항공기 범주에 속하며 비행 중에 낮은 하중을 견딜 수 있습니다. 구조 설계는 경량 탄소 섬유 복합 재료와 샌드위치 구조의 광범위한 사용을 촉진하고 간결한 구조를 위해 제조 비용을 줄이기 위해 노력합니다.
이 드론 모델의 본문은 주로 NOMEX Honeycomb 샌드위치 구조를 채택하며 기본 구조 형태는 다음 그림에 표시됩니다.
이 샌드위치 구조는 고강도 탄소 섬유 복합 내부 및 외부 패널과 가벼운 중량, 높은 굽힘 강성 및 강도, 강한 안티 불안정 능력, 피로 저항, 흡수 및 열 수복의 장점을 갖는 저 강도의 경량 코어 재료로 구성됩니다. 상단 및 하부 패널은 주요 인장 및 압축 응력을 지니고 코어 재료는 주로 전단 응력을 갖습니다. 코어 재료는 상단 및 하부 패널을 적분의 구성 요소로 만드는 데 사용됩니다. 얇은 패널은 높은 인장 응력을받을 때 구부러지지 않으며, 전단력은 패널에서 내부 패널로 전송되므로 패널 및 코어가 패널, 코어의 성능 및 코어 및 코어 결합에 따라 층상 구조의 높은 강도 및 강성 특성을 완전히 실현할 수 있습니다.
샌드위치 구조의 우수한 굴곡 강성으로 인해 불안정성을 위해 임계 응력 수준을 효과적으로 조정하고 정적 강도에 대한 허용 응력 수준을 효과적으로 조정할 수 있으므로 무인 공중 차량은 정적 강도를 기반으로 설계 할 수 있습니다. 드론 샌드위치 구조의 외부 패널은 평면 내 하중 및 날개 공기 역학적 힘을 견딜 수있는 2 층 탄소 섬유 천 라미네이트 보드로 설계되었습니다. 코어 재료의 선택은 중량 감소 및 성형 가공성을 고려하여 소규모 세포 저밀도 NOMEX 벌집을 선택합니다. 내부 패널은 탄소 섬유 천의 층으로 설계되었으며, 이는 성형 공정 동안 벌집 세포의 영향으로 인해 매우 얇고 고르지 않습니다. 평면 내 정적 강도는 외부 패널의 하중 부유 용량 만 고려하는 반면, 벌집 및 내부 패널은 안정성을 기반으로 설계됩니다.
무인 공중 차량의 복합 재료 신체 구조의 하중 기반 빔과 벽은 복합 라미네이트로 설계되었으며 날개 갈비뼈는 항공 라미네이트와 샌드위치 구조로 만들어집니다. 복합 재료의 전체 성형 공정의 특성을 고려할 때 샌드위치 구조 피부, 하중 빔, 벽 및 날개 갈비뼈는 복합 재료 공동 공동 결합 날개 표면, 즉 하중 빔, 벽 및 날개 갈비뼈의 성형으로 설계되며 샌드위치 구조의 내부 패널의 결합이 완료됩니다. 이를 통해 부품의 접착제 어셈블리가 필요하지 않으며, 이는 드론의 무게를 줄이고 생산 공정을 간소화하며 구성 요소 어셈블리의 품질을 향상시키는 데 매우 효과적입니다.
2. 복합 재료에 기초한 드론 바디의 설계
무인 공중 차량을위한 복합 재료 구조의 설계에는 간결한 구조가 필요하며, 여러 구성 요소가 가능한 한 전체 구조로 설계되어 커넥터와 패스너의 수를 크게 줄여서 조립으로 인한 구조의 무게 및 응력 농도 영역의 수를 줄여 항공기 구조의 유지 및 복구를 단순화합니다. 전체적인 구조적 설계를 채택하면 항공기의 힘 전달 관계를 단순화하고, 합리적인 힘 전달을 촉진하고, 구조 강도 및 강성 특성의 연속성을 보장하며, 구조 설계의 전반적인 조정 및 개선을 용이하게 할 수 있습니다. 복합 재료의 성형 공정을 고려하면서 전체 구조 설계 구현은 구조를 향상시킬 수 있습니다.
드론 바디의 특정 모델의 개발 과정에서, 우리는 모든 신체 성분에 대한 탄소 섬유 복합 구조를 채택하여 더 큰 정밀도를 달성했습니다. 디자인 재료와 그 샌드위치 구조물을 설계하고 전체 설계 프로세스에서 전체 CO 경화 및 공동 결합의 개념을 통합합니다. 이 드론 모델의 탄소 섬유 복합체 체 성분에는 동체, 동체 덮개, 날개, 에일러론, 수직 꼬리, 평평한 꼬리 및 꼬리 지지대의 7 가지 부분이 포함됩니다. 드론의 개요 다이어그램은 다음 그림에 나와 있습니다.
무인 공중 차량의 탄소 섬유 복합체 바디 구성 요소에 대한 특정 설계 체계는 다음과 같습니다.
1) 동체 구조는 드론의 몸통이며 장비를 운반하고 엔진을 설치하며 페이로드를 운반하는 데 사용됩니다. 동체 구조는 아래의 단면 다이어그램에 표시된 것처럼 4 개의 세로 하중 부유 ω- 형태의 빔, 동체 피부 및 8 개의 평행 한 횡 강화 갈비뼈로 구성됩니다. 하중 빔은 복합 적층 판 구조입니다. 동체 피부는 가운데에 샌드위치 구조가있는 복합재 내부 및 외부 패널을 채택하고 샌드위치 소재는 Nomex 벌집입니다. 강화 프레임 리브는 복합 재료로 겹쳐져 있으며 샌드위치 재료는 항공 합판으로 만들어집니다. 4 개의 빔과 피부는 접착제 결합에 의해 조립되고 연결되며, 강화 된 갈비뼈는 동체의 단면 형태를지지하는 데 사용됩니다.
2) 동체 덮개
동체 덮개는 동체 피부에 별도의 성분이며, 재료의 구조적 형태는 동체 피부의 구조적 형태와 동일합니다. 상단 및 하부 패널과 중간에 샌드위치 구조가있는 탄소 섬유 복합 재료이며 샌드위치 재료는 Nomex 벌집입니다. 후드의 두께는 또한 동체의 피부와 동일합니다. 차체 덮개는 볼트의 스냅을 사용하여 신체에 연결되어 있으며 반복적으로 분해 될 수 있습니다. 동체 덮개의 단면이 그림에 나와 있습니다.
3) 날개 구조
날개는 드론의 주요 리프팅 표면이며, 양쪽에 대칭성이며 동체에 연결되어 공기 역학적 하중을 베어 내고 드론의 움직임에 필요한 리프트 힘을 생성합니다. 날개는 탄소 섬유 복합 샌드위치 구조를 채택하여 충분한 강력한지지와 가벼운 무게를 보장합니다. 곰팡이 형성을 통해 부드러운 간소화 및 정확한 모양을 얻을 수있어 드론의 구조적 효율, 공기 역학적 탄성 및 제어 특성을 향상시킬 수 있습니다.
드론의 날개는 다이어그램과 같이 상부 및 하단 스킨, 전면 및 후면 U 자형 빔 및 16 개의 횡비로 구성됩니다. 날개의 굽힘 및 전단 하중은 주로 전면 및 후면 U 자형 빔에 의해 전달되는 반면, 토크는 상단 및 하단 스킨과 전면 및 후면 U 자형 빔으로 구성된 구조에 의해 전달됩니다. 횡 방향 갈비뼈는 피부와 빔 웹을지지하고 국소 농축 하중을 전송합니다. 날개의 단면도는 그림에 나와 있습니다.
피부는 주로 전단 응력을 지니고 형성 재료는 중간에 샌드위치 구조가있는 탄소 섬유 복합 내부 및 외부 패널을 채택하며 샌드위치 재료는 Nomex 벌집입니다. 날개 갈비는 탄소 섬유 복합 샌드위치 구조를 채택하고 샌드위치 재료는 항공 합판으로 만들어집니다.
전면 및 후면 U 자형 빔은 사전 형성 탄소 섬유 복합 라미네이트 플레이트 구조를 채택합니다. 빔, 날개 갈비뼈 및 상단 및 하부 스킨은 모두 결합에 의해 조립되어 조립 공정을 단순화하고 패스너 어셈블리를위한 어셈블리 구멍을 열 필요가 없습니다.
4) 에일론 구조
Aileron의 크기는 작으며 모양은 그림 8.35에 나와 있습니다. 회전 샤프트의 금속 부분은 내부에 고정되어야하므로 폼 샌드위치 구조가 선택됩니다. 이 구조는 단단한 폴리 우레탄 폼과 2 개의 날개 갈비뼈로 채워진 상단 및 하부 스킨으로 구성됩니다. 가로 섹션은 그림에 나와 있습니다. 하중은 주로 피부에 의해 전달되며, 하드 폼 코어는 지원 역할을합니다. 피부는 하나의 탄소 섬유 천만있는 복합 패널로 설계되었으며, 이는 폼 코어의 조밀 한지지하에 정상적인 응력과 전단 응력을 모두 갖추게 할 수 있습니다. 날개 갈비는 항공 레이어 보드이며 주로 금속 회전 축을 배치하는 데 사용됩니다.
5) 수직 꼬리 구조
수직 꼬리의 수평 치수는 작고 폼 샌드위치 구조가 선택됩니다. 이 구조는 단단한 폴리 우레탄 폼으로 채워진 상단 및 하부 스킨으로 직접 구성됩니다. 하중은 주로 피부에 의해 전달되며, 하드 폼 코어는 지원 역할을합니다. 피부는 단일 계층 탄소 섬유 천이있는 복합 패널로 설계되었습니다. 폼 코어의 조밀 한 지원으로 정상적인 응력과 전단 응력을 모두 지정할 수 있습니다.
6) 평평한 꼬리 구조
평평한 꼬리는 위와 아래 피부, 벽 및 4 개의 날개 갈비뼈로 구성됩니다. 굽힘 하중은 주로 피부에 의해 전달되고, 전단 하중은 벽에 의해 전달되며, 토크는 피부와 벽으로 구성된 구조에 의해 전달된다. 날개 갈비뼈는 피부 날개 표면을지지하고 국부적으로 농축 된 힘 하중을 전달합니다. 이 구조에서 피부는 정상적인 응력과 전단 응력을 모두 견딜 필요가 있으므로 평면 내 정상 응력을 견딜 수있는 복합 샌드위치 구조로 설계되었습니다. 샌드위치 소재는 Nomex 벌집입니다. 벽은 복합 샌드위치 구조이며 샌드위치 재료는 항공 합판으로 선택됩니다. 윙 리브 재료는 항공 적층 보드입니다.
7) 꼬리지지 구조
Tail Strut는 날개와 꼬리 핀을 연결하는로드 베어링 구성 요소입니다. 꼬리 날개에서 날개로 모든 하중을 전달하는 역할을합니다. 하중 부유 형태는 양방향 전단력, 양방향 굽힘 모멘트 및 토크를 견딜 수있는 캔틸레버 빔과 유사합니다. 따라서, 테일 브레이스는 탄소 섬유 복합 재료 원형 튜브를 채택합니다. 이 둥근 튜브는 스트레치 압출 권선으로 제조되며, 이는 더 긴 파이프 피팅을 생성하고 설계 치수에 따라 절단 할 수 있습니다.
3. 무인 항공기를위한 탄소 섬유 복합 재료의 설계 및 분석
1) 구조 설계 분석에 따르면 탄소 섬유 복합 재료는 구조물의 피로 성능을 향상시킬 수 있습니다. 따라서 구조 설계 분석은 주로 구조적 정적 강도 분석 및 안정성 분석에 중점을두고 설계에서 엔지니어링 계산 방법을 사용하는 것이 매우 효과적입니다.
2) 구조적 정적 강도 분석
구조의 정적 강도 분석 및 계산은 엔지니어링 빔 이론에 따라 수행됩니다. 구조 강도는 허용 가능한 변형에 의해 제어되며, 구조적 강성은 변형 요구 사항에 따라 제어됩니다.
3) 피부 안정성 분석
벌집 샌드위치 구조 피부의 안정성 설계 계산은 복합 재료 설계 매뉴얼의 해당 방법에 따라 수행 될 수 있습니다. 폼 샌드위치 구조의 피부의 안정성은 편향 곡률 방정식 및 에너지 방법으로 분석하고 계산해야합니다.
4) 하중 빔의 안정성 분석
하중 빔의 불안정성에 대한 전반적인 임계 응력은 일반적으로 장력 막대 형태로 계산됩니다. 그러나, 드론 구조에서, 하중 베어링 빔이 일반적으로 피부에 결합되고 피부에 의해지지된다는 사실 때문에, 오일러 막대의 형태로 계산 된 불안정성에 대한 임계 응력은 비교적 보수적이다.