碳纤维复合薄壁材料是由有机纤维经过多个流程热处理转化而形，该材料内含碳量可达90%以上，具有较强的抗弯性能、抗压性能[1-2]和较好的耐热性，在航空领域应用较广泛。在无人机设计方面，相关领域专家将碳纤维复合薄壁材料应用在无人机主承力结构上，如无人机机翼结构。无人机在飞行过程中机翼结构壁板可传递气动力[3-4]，使机翼结构铺层的上部承受压力。碳纤维复合材料具有质量轻、强度高、耐高温、耐腐蚀、热力学性能好等优点，应用于无人机机翼结构铺层优化设计中，可有效提升无人机机翼的强度。碳纤维复合材料包括增强材料和基体材料，增强材料的主要功能是承载作用，而基体材料是复合材料中的关键部件。由于碳纤维复合薄壁材料层合板具有可设计性，各层材料对于力学性能的需求也不相同，合理地调节铺层厚度、铺层比例、铺层次序可以使材料的功能得到充分发挥，使无人机机翼结构更加坚固，且铺层设计可有效减轻无人机机翼结构质量。因此，对其机翼铺层进行优化设计是无人机研发领域重点关注的问题。针对无人机机翼结构的铺层优化方法已有一些研究。印立等[5]提出多区域铺层结构优化方法，该方法将铺层的模态频率作为目标，以其刚度作为参数，使用聚类分析方式实现铺层优化。采用该优化方法，复合材料质量减少11.36%。但其聚类分析模型的拟合能力较差，应用效果不佳。蒋荣超等[6]提出了碳纤维增强树脂复合材料控制臂铺层优化方法，该方法构建机翼力学性能的有限元模型。利用该模型计算机翼的刚度、强度等，利用关联分析和主成分分析方法对其铺层结构进行优化。通过此优化方法，控制臂铺层质量降低了40.23%，但该方法在应用过程中，其选择关联分析的参数存在主观性，使其铺层结构优化效果不明显。本实验提出基于碳纤维复合薄壁材料的无人机机翼结构铺层优化设计方法，采用T700碳纤维、5208环氧树脂及Nomex蜂窝夹层结构组成无人机机翼模型，设置无人机机翼结构分层单向碳纤维复合薄壁材料的许用拉应变数值、许用压应变数值和许用剪应变数值，作为遗传算法的约束条件，按照无人机机翼结构力学性能需求，求解无人机机翼结构铺层优化适应度函数，对无人机机翼结构铺层进行优化设计。1无人机机翼结构铺层优化设计1.1无人机机翼结构模型构建图1为无人机机翼结构模型。10.15925/j.cnki.issn1005-3360.2022.09.023.F001图1无人机机翼结构模型Fig.1Wing structure model of unmanned aerial vehicle无人机机翼的结构为三梁单块式U型结构，其前梁、中梁和后梁分别沿着轴线的15%、45%、75%等弦配置，在其机翼后缘25%弦长的位置安装副机翼。无人机机翼的铺层结构为蜂窝状，蜂窝铺层的芯层材料为碳纤维复合薄壁材料，利用胶黏剂连接碳纤维复合薄壁材料[7-8]，并在其上方和下方分别连接无人机面板。蜂窝状无人机机翼铺层属于各向异性材料，其在不同的方向具有不同的强度和刚度。蜂窝状铺层可有效提升无人机机翼结构的抗弯强度。碳纤维复合薄壁材料经过热压成型[9]，通过组合的方式形成无人机机翼结构。1.2碳纤维复合薄壁材料优化设计对碳纤维复合薄壁材料中的增强材料和基体材料进行设计，表1为增强材料的力学性能。从表1可以看出，与玻璃纤维及芳纶纤维相比，碳纤维T700具有较高的拉伸强度和拉伸模量，且断裂伸长率较好。因此，本实验选择碳纤维T700作为增强材料。10.15925/j.cnki.issn1005-3360.2022.09.023.T001表1增强材料的力学性能Tab.1Mechanical properties of reinforced materials力学性能增强材料E-玻璃纤维芳纶纤维Kevlar49碳纤维T700拉伸强度/MPa153038403690断裂伸长率/%262129拉伸模量/GPa85150310在无人机机翼结构铺层材料中，碳纤维复合薄壁中基体材料的承载能力决定了复合材料的剪切性能。根据原料种类不同，可以将其划分为树脂基体、金属基体和陶瓷基体。其中，树脂基体因具有良好的韧性、加工性而被广泛使用[10-11]。对基体材料进行优化设计，既要兼顾材料的温度、力学特性，又要保证工艺性，降低生产成本。表2为基体材料的力学性能。从表2可以看出，酚醛树脂的弯曲强度、冲击强度及介电常数比双马来酞亚胺树脂好；双马来酞亚胺树脂的拉伸强度略强于酚醛树脂；而5208环氧树脂的综合力学性能均比酚醛树脂和双马来酞亚胺树脂好。考虑5208环氧树脂与碳纤维复合材料的黏接性较好，而且产品生产较成熟，产品力学性能较好，故选择5208环氧树脂作为复合材料的基体材料。10.15925/j.cnki.issn1005-3360.2022.09.023.T002表2基体材料的力学性能Tab.2Mechanical properties of matrix materials项目基体材料酚醛树脂双马来酞亚胺树脂5208环氧树脂弯曲强度/MPa78.169.599.8断裂伸长率/%160180240拉伸强度/MPa75.684.1105.1冲击强度/MPa17.916.822.5介电常数3.12.35.8将增强纤维与基体树脂材料复合，制备了环氧树脂基碳纤维增强复合材料。表3为环氧树脂/碳纤维复合材料的力学性能。从表3可以看出，环氧树脂/碳纤维复合材料的拉伸弹性模量为129 GPa，剪切强度为54.8 MPa。10.15925/j.cnki.issn1005-3360.2022.09.023.T003表3环氧树脂/碳纤维复合材料的力学性能Tab.3Mechanical properties of epoxy resin/carbon fiber composite力学性能数值拉伸强度/MPa1.68拉伸弹性模量/GPa129剪切强度/MPa54.8剪切模量/GPa9.1为进一步实现无人机机翼结构的轻量化设计，设计Nomex蜂窝夹层结构改进碳纤维复合薄壁材料。Nomex蜂窝具有更大的强度，能够较好地抵御横向变形，当蜂窝孔边长和芯材高度较大，可以忽略蜂窝侧向抗压刚度的影响。在固化起始（一般在120 ℃以下），树脂在180 ℃下维持高的黏附力，并且渗透率较低。随着热压罐的温度上升，蜂窝中的气体也随之膨胀，气压也随之上升。在固化中期和后期，由于树脂的黏性和渗透系数增加，蜂窝内的气体向外扩散，使压力减小，最后接近大气压力。在固化初期，树脂仍具有较高的黏附力，而Nomex蜂窝与预浸料、蜂窝芯间的摩擦因数较高。随着预浸料树脂在加热过程中黏性减小，Nomex蜂窝与预浸料、蜂窝芯间的摩擦因数也随之下降，将Nomex蜂窝夹层结构引入环氧树脂/碳纤维复合材料中，在蜂窝体的侧面，采用5208环氧树脂浸材料，可以有效地阻止蜂窝的侧向变形[12-14]。对机翼铺层进行优化，表4为无人机机翼铺层碳纤维复合薄壁材料力学性能。10.15925/j.cnki.issn1005-3360.2022.09.023.T004表4无人机机翼铺层碳纤维复合薄壁材料力学性能Tab.4Mechanical properties of carbon fiber composite thin-walled material for unmanned aerial vehicle wing项目T700碳纤维5208型环氧树脂Nomex蜂窝夹层结构弹性模量/GPa轴向110580.4横向8580.4纵向8993剪切模量/GPa轴向4.54.80.05横向4.54.822纵向4.54.828泊松比轴向0.320.130.31横向0.320.130.01纵向0.320.130.011.3基于遗传优化算法的无人机机翼结构铺层优化方法利用遗传算法将无人机机翼结构铺层进行编码，将该编码看作向量（染色体），通过对该染色体进行复制、交叉、变异等操作，获取最优染色体，即可输出其目标优化结果。无人机机翼铺层的顺序对其结构无影响，但对其弯曲性能影响较大。本实验分别对无人机机翼铺层顺序和铺层厚度进行优化。无人机机翼铺层的厚度用T表示，使用顺序的数字串描述无人机机翼铺层，并对称铺设无人机机翼铺层。为确保无人机机翼铺层的对称性，依据±45°的铺设方法使两个铺层同时出现，并将两个铺层的厚度均值设置为T2，因此该无人机机翼结构铺层基因编码可表示为：2211330⇒±45°±45°0090°90°0 （1）式（1）中：数字1、2、3分别表示无人机机翼结构铺层的角度，分别为0、±45°、90°；数字0表示该层不铺设碳纤维复合薄壁材料，与其相对应的无人机机翼结构铺层角度为0。由于无人机机翼结构分区不同，为提升其全局的优化能力，对无人机机翼结构不同区域的铺层进行基因编码，该基因编码由Qr表示，无人机机翼结构的整体铺层也称为公共铺层，其基因编码由Qw表示。无人机机翼结构分区的厚度不同，给出限制无人机机翼结构分区厚度的限定区间。Qr和Qw的最大值与最小值分别由Qr,max、Qr,min、Qw,max、Qw, min表示。无人机机翼分区间过渡强度不同，为减少优化无人机机翼结构铺层步骤，仅针对无人机的整体分区进行力学分析，分区之间的过渡区域力学性能忽略不计。设置无人机机翼结构分层单向碳纤维复合薄壁材料的许用拉应变数值、许用压应变数值和许用剪应变数值分别为4 200、4 200、4 800 με，将该数值作为应变约束。变形约束为无人机机翼翼尖的最大挠度为85 mm，最大扭转角为5°。设置无人机机翼结构铺层的厚度约束区间为[2.5 mm，22 mm]，相同角度的铺层不得超过40层，每个角度铺层的厚度应小于5.5 mm，以避免无人机机翼结构铺层出现裂缝状况。在实际生产中，设计目标为在提升无人机机翼结构性能的同时保证其铺层轻量化设计，实现无人机机身质量最小。约束条件为铺层与层合板的几何中心相对对称，各纤维方向上的铺层最少占10%，在各纤维方向上，铺层厚度分布左右对称，前后对称[15]。将无人机机翼结构的初始铺层看作具有4个不同角度的超级层，t表示无人机机翼超级层的厚度，分别由t0、t45、t-45、t90表示，无人机厚度与铺层厚度关系为：t=2(t0+t45+t-45+t90) （2）按照无人机机翼结构力学性能需求，构建其铺层厚度优化数学模型为：minw(tij)s.t.P(tij)≥0tijR≤tij≤tijR' （3）式（3）中：i、j分别表示无人机机翼结构铺层的分区和铺层角度，(°)；min w(tij)表示第i个无人机机翼结构铺层区域的第j个铺层角度的最小边界条件；P(tij)表示无人机约束条件函数；s.t.表示约束条件数学符号；R、R'分别表示铺层厚度和铺层整体厚度集合。将无人机机翼结构铺层区域的铺层角度的最小边界条件带入式（3），通过迭代计算能够得出各铺层的最大值，前梁层数应小于30、中梁层数应小于35、后梁层数应小于45；前梁总厚度应小于5.0 mm、中梁总厚度应小于6.0 mm、后梁总厚度应小于4.5 mm。设置无人机机翼结构铺层优化的遗传寻优算法的目标函数为：F11η12+F22η22+2F12η1η2+F66η62+F1η1+F2η2=1 （4）式（4）中：F1、F11、F2、F22、F66、F12均表示无人机机翼结构铺层内碳纤维复合薄壁材料强度参数，其中F12数值是由实验验证得到；ηi表示外加应力矢量，i∈(1, 2, 3, 4, 5, 6)。当式（4）左边数值低于1时，说明此时无人机机翼结构铺层性能较安全；当左边数值等于1时，说明无人机机翼结构铺层性能在破坏的临界状态；当左边数值大于1时，则说明无人机机翼结构铺层已被破坏。无人机机翼结构铺层失效满足条件为：F11ηmax,12+F22ηmax,22+2F12ηmax,1ηmax,2+F66ηmax,62+F1ηmax,1+F2ηmax,2=1 （5）式（5）为关于无人机机翼结构铺层在某方向上的极限应力和实际应力比值的二次方程。依据式（5）遗传算法优化无人机机翼结构铺层优化适应度函数为：F=min(U(k)-1) （6）式（6）中：U(k)表示无人机机翼结构铺层每个层次的强度比；k表示无人机机翼结构铺层总层数。依据第二步的约束条件，求解式（3）与式（6）结果，即实现无人机机翼结构铺层的厚度优化和层数优化。2实验分析以X6L型无人机作为实验对象，无人机机翼铺层碳纤维复合薄壁材料由T700碳纤维、5208型环氧树脂及Nomex蜂窝夹层结构组成，分别作为前梁层、中梁层及后梁层材料。依据无人机机翼铺层碳纤维复合薄壁材料力学性能，构建无人机机翼结构三维模型，利用该三维模型呈现本实验方法对无人机机翼结构铺层优化结果。2.1无人机机翼结构铺层整体厚度与层数优化表5为无人机机翼结构铺层优化结果。图2为无人机铺层优化云图。从表5可以看出，该无人机机翼结构铺层优化前不同梁的层数和总厚度数值均较高，使用本文方法对其进行优化后，前梁、中梁和后梁的层数分别降低5层、4层和5层。前梁、中梁和后梁的总厚度分别降低0.5、1.2和0.4 mm。应用此方法可有效优化无人机机翼结构不同位置铺层，使无人机机翼的前梁、中梁和后梁的层数和总厚度数值均降低，其具备较为显著的应用效果。从图2可以看出，在各纤维方向上，铺层厚度分布左右对称，前后对称。纤维方向铺层厚度分布相同，满足设计目的。为验证本实验方法对无人机机翼结构铺层厚度优化能力，以无人机机翼结构铺层整体厚度作为衡量指标，测试本实验方法优化前后无人机机翼结构铺层整体厚度变化情况，图3为测试结果。从图3可以看出，优化前无人机机翼结构铺层厚度的剖面轮廓呈现梭形，且椭圆边缘较为明显，中间支撑结构跨度较大。优化后无人机机翼剖面梭形轮廓呈现较平直状态，且其中间支撑结构跨度明显缩短，使无人机机翼结构铺层厚度得到明显降低。10.15925/j.cnki.issn1005-3360.2022.09.023.T005表5无人机机翼结构铺层优化结果Tab.5Ply optimization results of unmanned aerial vehicle wing structure项目优化前优化后前梁层数/层3328中梁层数/层3531后梁层数/层4338前梁总厚度/mm5.14.6中梁总厚度/mm6.45.2后梁总厚度/mm4.84.410.15925/j.cnki.issn1005-3360.2022.09.023.F002图2无人机机翼铺层优化云图Fig.2Ply optimization nephogram of unmanned aerial vehicle wing structure10.15925/j.cnki.issn1005-3360.2022.09.023.F003图3无人机机翼结构铺层整体厚度优化结果Fig.3Optimization results of ply overall thickness of unmanned aerial vehicle wing structure2.2无人机机翼结构铺层应力测试从无人机机翼结构铺层应力角度入手，给出在相同受力条件情况下，本文方法应用前后无人机机翼结构铺层应力变化情况，图4为测试结果。从图4可以看出，实施优化前该无人机机翼所受应力分布区域主要集中在无人机机翼结构的后梁区域，且应力分布区域较小，说明其在受到相同的承载力情况下，该无人机机翼结构铺层的最小强度比数值较小。而对该无人机机翼结构铺层进行优化后，该无人机机翼结构铺层的应力分布区域明显扩大，说明此时该无人机机翼结构铺层的最小强度比值数值较大，其在承受相同的应力情况下，不易发生断裂、变形等情况。由此可知，应用本实验方法可提升无人机机翼结构铺层受力的最小强度比值，提升其抗压性能。10.15925/j.cnki.issn1005-3360.2022.09.023.F004图4无人机机翼结构铺层应力变化Fig.4Ply stress variation of unmanned aerial vehicle wing structure2.3无人机机翼结构铺层失效测试表6为不同应力情况下无人机机翼结构铺层最大Tsai-Wu失效因子变化。从表6可以看出，该无人机机翼结构铺层的最大Tsai-Wu失效因子，随着所受应力数值的增加呈现增加趋势，且应力为80 MPa以内时，无人机机翼结构铺层的最大Tsai-Wu失效因子数值增长幅度较小。当应力数值超过80 MPa后，该无人机机翼结构铺层的最大Tsai-Wu失效因子数值增长幅度较大。但应用本实验方法后，在相同应力数值情况下，该无人机机翼结构铺层的最大Tsai-Wu失效因子数值始终低于优化前，从整体上提升了无人机机翼结构铺层强度。10.15925/j.cnki.issn1005-3360.2022.09.023.T006表6不同应力情况下无人机机翼结构铺层最大Tsai-Wu失效因子变化Tab.6Variation of maximum Tsai-Wu failure factor of unmanned aerial vehicle wing structure ply under different stresses应力/MPa失效因子变化优化前优化后200.1350.096400.1590.113600.1910.152800.2570.1861000.4880.2491200.5190.3911400.6030.4341600.7120.5061800.7990.6882000.8440.7033结论通过设计基于碳纤维复合薄壁材料的无人机机翼结构铺层优化方法，以X6L型无人机作为实验对象。通过遗传优化算法可有效优化无人机机翼结构铺层的厚度和层数，优化后无人机机翼结构铺层的应力分布区域明显扩大，其最小强度比数值明显增加。优化后无人机机翼结构铺层最大Tsai-Wu失效因子数值降低明显。此方法在优化无人机机翼结构铺层方面取得了显著效果，在无人机实际执行飞行任务过程中，不同的风力作用、雨雪天气等不可抗因素作用下，机翼结构铺层发挥的应力效果存在一定的差别。未来需投入更多精力优化无人机机翼结构铺层，继续提升无人机机翼结构的性能。