CN114919205A - 一种无人机复合材料机体结构制备方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种无人机复合材料机体结构制备方法，所述复合材料机体结构包括包括机身梁、机身蒙皮、机翼肋、机翼蒙皮、尾翼肋、机头蒙皮和尾翼蒙皮，所述复合材料机体结构的制作步骤：在钢模具表面涂膜脱胶剂；进行预浸料铺层；进行固化成型；切边进行修型。本发明使用复合材料作为无人机机体结构，减轻无人机结构重量，能够提高无人机飞行速度、续航能力与机动性。
Description
技术领域
本发明涉及了一种复合材料领域，尤其是一种无人机复合材料机体结构制备方法。
背景技术
无人机既无人驾驶飞机，随着电子技术、材料的快速发展，无人机在通信中继、航空拍摄、资源勘探、军事等领域广泛应用。无人机主要由机身、机翼、尾翼等结构部件组成。
无人机机体结构是无人机的躯干和受力基础，不仅要固定和支持无人机的其他部件，将整架无人机连接成一个整体，还要承受各连接部件传来的载荷，承受载荷在机身内部的设备、任务载荷及本身重力和惯性。
现有的无人机大多数结构采用合金制作而成，而由于合金自身的重量，严重影响到无人机的飞行速度和机动性。
发明内容
1.本发明要解决的技术问题
本发明的目的在于提供一种无人机复合材料机体结构制备方法，以解决上述背景技术中提出的问题:现有的无人机大多数采用合金制作而成，而由于合金自身的重量，严重影响到无人机的飞行速度和机动性。
2.技术方案
为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种无人机复合材料机体结构制备方法，所述复合材料机体结构包括包括机身梁、机身蒙皮、机翼肋、机翼蒙皮、尾翼肋、机头蒙皮和尾翼蒙皮，所述复合材料机体结构的制作步骤：
在钢模具表面涂膜脱胶剂；
进行预浸料铺层；
进行固化成型；
切边进行修型。
优选的，所述机身梁、所述机翼肋以及所述尾翼肋的制作步骤：在刚模具表面涂抹脱胶剂，在脱胶剂挥发后，开始铺层操作，将预浸料铺放在钢模具上，进行合模，放入烘箱中固化，固化结束，打开钢模具，切边修型。
所述机身蒙皮、所述机翼蒙皮、所述机头蒙皮和所述尾翼蒙皮的制作步骤：在刚模具表面涂抹脱胶剂，脱胶剂挥发，进行铺层操作，将预浸料铺放在钢模具，铺放多孔隔离材料、吸胶材料、均压板、透气材料和真空袋，抽真空，放入烘箱中固化，固化结束，打开钢模具，切边修型。
优选的，所述机身梁、所述机身蒙皮、所述机翼肋、所述机翼蒙皮、所述尾翼肋采用碳纤维机体结构，所述机头蒙皮和所述尾翼蒙皮采用玻璃纤维机体结构。
优选的,所述碳纤维机体结构的预浸料采用烘箱固化成型工艺，烘箱固化成型工艺参数为：以1-3℃/min的速度升温至120℃-130℃，保温1-2h，压力0.08-0.12MPa，自然降温至60℃以下。
优选的，所述玻璃纤维机体结构的预浸料采用烘箱固化成型工艺，烘箱固化工艺参数：以1-3℃/min的速度升温至120℃-130℃，保温1-2h，压力0.08-0.12MPa，自然降温至60℃以下。
优选的，当碳纤维预浸料与玻璃纤维预浸料共同固化时，以玻璃纤维预浸料固化工艺参数为准。
优选的，所述碳纤维预浸料的预浸料面密度为350-390g/m2，斜纹织物，树脂含量37%-42%，单层厚度0.2-0.25mm，凝胶温度120-140℃，拉伸强度550-650Mpa，弯曲强度500-600Mpa，层间剪切强度50-60Mpa。
优选的，所述玻璃纤维预浸料的预浸料面密度为380-420g/m2,平纹织物，树脂含量37%-42%，单层厚度0.2-0.25mm，拉伸强度450-550Mpa，弯曲强度450-500Mpa，层间剪切强度50-55Mpa。
优选的，在预浸料固化成型后，沿织物层压板0°和90°方向拉伸和压缩模量不小于60GPa，拉伸和压缩强度不低于650MPa。
优选的，采用铺贴工艺对预浸料进行铺层，铺放起点的选取，以模型中铺层坐标原点为依据，满足铺放公差要求，铺贴时，沿纤维方向必须连续，不能随意剪断和搭接，当预浸料宽度不够时，允许拼接，拼缝应该错开，在零件三面汇合，或者急剧转弯的区域，允许剪口，剪口应相互错开。
3.有益效果
与现有技术相比，本发明的有益效果是：本发明使用复合材料作为无人机机体结构，减轻无人机结构重量，能够提高无人机飞行速度、续航能力与机动性。
具体实施方式
下面将对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述,显然,所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例,而不是全部的实施例。基于本发明的实施例,本领域技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其它实施例,都属于本发明保护的范围。
实施例1
本发明提供一种技术方案：一种无人机复合材料机体结构制备方法,包括复合材料机体结构，所述复合材料机体结构包括碳纤维复合材料机体结构和玻璃纤维复合材料机体结构，所述碳纤维复合材料机体结构包括机身梁、机身蒙皮、机翼肋、机翼蒙皮和尾翼肋，所述玻璃纤维复合材料机体结构包括机头蒙皮和尾翼蒙皮，所述复合材料机体结构采用预浸料铺层结构，通过固化成型工艺制备而成，无人机通过使用复合材料机体结构具有减轻无人机结构重量的作用，进而提高无人机飞行速度、续航能力与机动性。
所述机身梁、所述机翼肋以及所述尾翼肋的制作步骤：首先在刚模具表面涂抹脱胶剂，在脱胶剂挥发后开始铺层操作，将预浸料铺放在钢模具上，然后合模，再放入烘箱中固化，固化结束后，打开钢模具，切边修型，碳纤维主要是由碳元素组成的一种特种纤维，其含碳量随种类不同而异，一般在90%以上。碳纤维具有一般碳素材料的特性，如耐高温、耐摩擦、导电、导热及耐腐蚀等，但与一般碳素材料不同的是，其外形有显著的各向异性、柔软、可加工成各种织物，沿纤维轴方向表现出很高的强度。
所述机身蒙皮、所述机翼蒙皮、所述机头蒙皮和所述尾翼蒙皮的制作步骤：首先在刚模具表面涂抹脱胶剂，在脱胶剂挥发后开始铺层操作，将预浸料铺放在钢模具，再依次铺放多孔隔离材料、吸胶材料、均压板、透气材料和真空袋，然后抽真空，抽真空后放入烘箱中固化，固化结束后，打开钢模具，切边修型，玻璃纤维是一种性能优异的无机非金属材料，种类繁多，优点是绝缘性好、耐热性强、抗腐蚀性好、机械强度高，但缺点是性脆，耐磨性较差。
所述碳纤维机体结构的预浸料采用烘箱固化成型工艺，烘箱固化成型工艺参数为：以1-3℃/min升温至120℃-130℃，保温1-2h，压力0.08-0.12MPa，自然降温至60℃以下。
所述玻璃纤维机体结构的预浸料采用烘箱固化成型工艺，烘箱固化工艺参数：以1-3℃/min升温至120℃-130℃，保温1-2h，压力0.08-0.12MPa，自然降温至60℃以下。
当碳纤维预浸料与玻璃纤维预浸料共同固化时，以玻璃纤维预浸料固化工艺参数为准。
所述碳纤维预浸料的预浸料面密度为350-390g/m2，斜纹织物，树脂含量37%-42%，单层厚度0.2-0.25mm，凝胶温度120-140℃，拉伸强度550-650Mpa，弯曲强度500-600Mpa，层间剪切强度50-60Mpa。
所述玻璃纤维预浸料的预浸料面密度为380-420g/m2,平纹织物，树脂含量37%-42%，单层厚度0.2-0.25mm，拉伸强度450-550Mpa，弯曲强度450-500Mpa，层间剪切强度50-55Mpa。
采用铺贴工艺对预浸料进行铺层，铺层公差不大于±5°；铺放起点的选取，以模型中铺层坐标原点为依据，满足铺放公差要求；零件模型中，模型实体为复合材料零件边界的唯一依据；复合材料铺层边界仅供参考，结合工艺切割余量要求，边界允许调整；铺贴时，沿纤维方向必须连续，不能随意剪断和搭接；当预浸料宽度不够时，允许拼接，拼接处不应有大于1mm的间隙或者大于1mm宽度的重叠；拼缝应该错开，相同4层角度，相互错开距离大于等于20mm。在零件三面汇合，或者急剧转弯的区域，允许剪口，剪口应相互错开，相同4层角度，相互错开距离大于等于10mm，相邻4层角度，相互错开距离大于等于10mm，剪口尖部要求导圆，圆角半径大小为1至5mm。
在预浸料固化成型后，沿织物层压板0°和90°方向拉伸和压缩模量不小于60GPa，拉伸和压缩强度不低于650MPa。
实施例2
在本实施例中，包括复合材料机体结构，所述复合材料机体结构包括碳纤维复合材料机体结构和玻璃纤维复合材料机体结构，所述碳纤维复合材料机体结构包括机身梁、机身蒙皮、机翼肋、机翼蒙皮和尾翼肋，所述玻璃纤维复合材料机体结构包括机头蒙皮和尾翼蒙皮，所述复合材料机体结构采用预浸料铺层结构，通过固化成型工艺制备而成。
所述机身梁、所述机翼肋以及所述尾翼肋的制作步骤：首先在刚模具表面涂抹脱胶剂，在脱胶剂挥发后开始铺层操作，将预浸料铺放在钢模具上，然后合模，再放入热压罐固化，固化结束后，打开钢模具，切边修型。
所述机身蒙皮、所述机翼蒙皮、所述机头蒙皮和所述尾翼蒙皮的制作步骤：首先在刚模具表面涂抹脱胶剂，在脱胶剂挥发后开始铺层操作，将预浸料铺放在钢模具，再依次铺放多孔隔离材料、吸胶材料、均压板、透气材料和真空袋，然后抽真空，抽真空后放入热压罐中固化，固化结束后，打开钢模具，切边修型。
所述碳纤维机体结构的预浸料采用热压罐固化成型工艺，热压罐固化工艺参数：以1-3℃/min升温至120℃-130℃，加压0.6MPa以内，保温1-2h，自然降温至60℃以下；采用模具为钢模具。
所述玻璃纤维机体结构的预浸料采用热压罐固化成型工艺，热压罐固化工艺参数：以1-3℃/min升温至120℃-130℃，加压0.25-0.35MPa左右，保温1-2h，自然降温至60℃以下。
当碳纤维预浸料与玻璃纤维预浸料共同固化时，以玻璃纤维预浸料固化工艺参数为准。
所述碳纤维预浸料的预浸料面密度为350-390g/m2，斜纹织物，树脂含量37%-42%，单层厚度0.2-0.25mm，凝胶温度120-140℃，拉伸强度550-650Mpa，弯曲强度500-600Mpa，层间剪切强度50-60Mpa。
所述玻璃纤维预浸料的预浸料面密度为380-420g/m2,平纹织物，树脂含量37%-42%，单层厚度0.2-0.25mm，拉伸强度450-550Mpa，弯曲强度450-500Mpa，层间剪切强度50-55Mpa。
采用铺贴工艺对预浸料进行铺层，铺层公差不大于±5°；铺放起点的选取，以模型中铺层坐标原点为依据，满足铺放公差要求；零件模型中，模型实体为复合材料零件边界的唯一依据；复合材料铺层边界仅供参考，结合工艺切割余量要求，边界允许调整；铺贴时，沿纤维方向必须连续，不能随意剪断和搭接；当预浸料宽度不够时，允许拼接，拼接处不应有大于1mm的间隙或者大于1mm宽度的重叠；拼缝应该错开，相同4层角度，相互错开距离大于等于20mm。在零件三面汇合，或者急剧转弯的区域，允许剪口，剪口应相互错开，相同4层角度，相互错开距离大于等于10mm，相邻4层角度，相互错开距离大于等于10mm，剪口尖部要求导圆，圆角半径大小为1至5mm。
在预浸料固化成型后，沿织物层压板0°和90°方向拉伸和压缩模量不小于60GPa，拉伸和压缩强度不低于650MPa。
传统的无人机如果是全金属制件，机体结构应该在60kg，换成部分复合材料，减重至40kg，传统的无人机，飞行速度在400km／h左右，通过本发明制作的无人机，它的速度可以达到亚音速—850-900km／h。
以上所述,仅为本发明的具体实施方式,但本发明的保护范围并不局限于此,任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内,可轻易想到变化或替换,都应在本发明的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种无人机复合材料机体结构制备方法，其特征在于：所述复合材料机体结构包括包括机身梁、机身蒙皮、机翼肋、机翼蒙皮、尾翼肋、机头蒙皮和尾翼蒙皮，所述复合材料机体结构的制作步骤：
在钢模具表面涂膜脱胶剂；
进行预浸料铺层；
进行固化成型；
切边进行修型。
2.根据权利要求1所述的一种无人机复合材料机体结构制备方法，其特征在于：所述机身梁、所述机翼肋以及所述尾翼肋的制作步骤：在刚模具表面涂抹脱胶剂，在脱胶剂挥发后，将预浸料铺放在钢模具上，进行合模，放入烘箱中固化，固化结束，打开钢模具，切边修型；
所述机身蒙皮、所述机翼蒙皮、所述机头蒙皮和所述尾翼蒙皮的制作步骤：在刚模具表面涂抹脱胶剂，在脱胶剂挥发后，进行铺层操作，将预浸料铺放在钢模具上，铺放多孔隔离材料、吸胶材料、均压板、透气材料和真空袋，抽真空后，放入烘箱中固化，固化结束，打开钢模具，切边修型。
3.根据权利要求1所述的一种无人机复合材料机体结构制备方法，其特征在于：所述机身梁、所述机身蒙皮、所述机翼肋、所述机翼蒙皮、所述尾翼肋采用碳纤维机体结构，所述机头蒙皮和所述尾翼蒙皮采用玻璃纤维机体结构。
4.根据权利要求2所述的一种无人机复合材料机体结构制备方法，其特征在于：所述碳纤维机体结构制作步骤中的预浸料采用烘箱固化成型工艺，烘箱固化成型工艺参数为：以1-3℃/min的速度升温至120℃-130℃，保温1-2h，压力0.08-0.12MPa，自然降温至60℃以下。
5.根据权利要求2所述的一种无人机复合材料机体结构制备方法，其特征在于：所述玻璃纤维机体结构制作步骤中的预浸料采用烘箱固化成型工艺，烘箱固化工艺参数：以1-3℃/min的速度升温至120℃-130℃，保温1-2h，压力0.08-0.12MPa，自然降温至60℃以下。
6.根据权利要求1所述的一种无人机复合材料机体结构制备方法，其特征在于：当碳纤维预浸料与玻璃纤维预浸料共同固化时，以玻璃纤维预浸料固化工艺参数为准。
7.根据权利要求5所述的一种无人机复合材料机体结构制备方法，其特征在于：所述碳纤维预浸料的预浸料面密度为350-390g/m2，斜纹织物，树脂含量37%-42%，单层厚度0.2-0.25mm，凝胶温度120-140℃，拉伸强度550-650Mpa，弯曲强度500-600Mpa，层间剪切强度50-60Mpa。
8.根据权利要求5所述的一种无人机复合材料机体结构制备方法，其特征在于：所述玻璃纤维预浸料的预浸料面密度为380-420g/m2,平纹织物，树脂含量37%-42%，单层厚度0.2-0.25mm，拉伸强度450-550Mpa，弯曲强度450-500Mpa，层间剪切强度50-55Mpa。
9.根据权利要求1所述的一种无人机复合材料机体结构制备方法，其特征在于：在预浸料固化成型后，沿织物层压板0°和90°方向拉伸和压缩，模量不小于60GPa，拉伸和压缩强度不低于650MPa。
10.根据权利要求1所述的一种无人机复合材料机体结构制备方法，其特征在于：采用铺贴工艺对预浸料进行铺层，铺放起点的选取，以模型中铺层坐标原点为依据，满足铺放公差要求，铺贴时，沿纤维方向必须连续，不能随意剪断和搭接，当预浸料宽度不够时，允许拼接，拼缝应该错开，在零件三面汇合，或者急剧转弯的区域，允许剪口，剪口应相互错开。
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