小型無人機普遍具有載荷小、飛行高度低、速度慢、續(xù)航時間短等性能劣勢，因為作業(yè)環(huán)境復雜，機體的毀傷頻率也比較高，傳統(tǒng)的鋁合金等金屬材質已經(jīng)遠遠不能滿足無人機在性能方面的發(fā)展需求。碳纖維復合材料具有高比強度和高比剛度，能大大減輕無人機的機身重量，從而降低無人機的載荷成本和增加無人機的有效載荷量，延長機體的飛行距離和飛行時間，對無人機結構的輕質化、小型化和高性能化意義重大，成為新一代無人機的理想材料。
從材料本身來說，使用碳纖維復合材料至少能比鋁合金材料減重30％以上，但是在實際的應用中，要想最大化地體現(xiàn)出碳纖維復合材料的輕量化優(yōu)勢還需從以下幾個方面著手。
碳纖維復合材料具有高度的各向異性，復合材料縱向（纖維方向）的彈性模量和強度較強，橫向（垂直纖維方向）的彈性模量和強度則相對較弱。可以通過鋪層結構的合理設計，利用復合材料的非對稱和非均衡鋪層產(chǎn)生的耦合效應，把復合材料結構剛度和結構彈性完美結合起來，使碳纖維復合材料的優(yōu)勢力學性能方向沿結構的傳力路徑布置，從而有效利用了每一絲束的承載能力，最大限度地發(fā)揮出其力學性能優(yōu)勢。
以一款重載四旋翼無人機提供的碳纖維部件為例，這款無人機最大起飛重量為25kg，最大有效載荷為11kg，軸距為1700mm，空載續(xù)航為40min，滿載續(xù)航為20min，客戶要求該款無人機的結構強度和結構穩(wěn)定性安全系數(shù)都要達到2.0。這款無人機整體結構主要包括中心板、機臂和起落架這三部分。無錫某廠家主要負責碳纖維機臂和中心板部分的制作。其中，機臂尺寸長610mm，寬37mm、高47mm。
可發(fā)現(xiàn)當機臂在使用碳纖維復合材料【0°】7的鋪層方案時，機臂的結構強度及穩(wěn)定性均高于設計強度及穩(wěn)定性系數(shù)2.0的要求。而強度及穩(wěn)定性過剩必然導致結構材料冗余，增加了無效機重，給飛行效率及成本帶來負面影響。因此，必須通過碳纖維復合材料的鋪層優(yōu)化，使機臂既能滿足設計強度和穩(wěn)定性的要求，又能保持相對最低的機體重量。
通過多次實驗比較，選擇采用碳纖維復合材料【0°】4的鋪層方案，這樣，單根機臂重量僅有130g，相比【0°】7的鋪層減重了60g，整機實現(xiàn)減重240g。
同樣，在碳纖維復合材料優(yōu)異的抗拉壓性能保證下，中心板也采用碳纖維鋪層優(yōu)化方案，采用上中心板【0°/45°/90°/45°】s，下中心板鋪層為【0°/45°/90°】s。這樣，整個中心板的重量僅為377g，實現(xiàn)了能滿足設計強度及穩(wěn)定性要求下的最輕重量。
碳纖維復合材料結構構型設計靈活多變，三明治夾芯結構也是一種重要的結構減重方法。三明治夾芯結構就是在相對較厚的芯材兩側貼附薄卻有足夠剛度的面板，這種結構在承受彎曲載荷時，上下面板之間存在一定的距離，結構上反而能獲得更大比例的剛性。以碳纖維增強復合材料作為蒙皮，芯材可選用XPS、EPP、PMI等具有一定硬度和抗壓能力的輕質泡沫塑料，使之形成碳纖維-芯材-碳纖維的復合夾芯結構。
這種三明治夾芯結構在保持力學性能的同時還能顯著減輕重量，尤為重要的是還可以在一定程度上降低成本。這種方法多用于較為大型的無人機機體部件，在碳纖維醫(yī)療床板中也較為常見，在小型無人機中也是一種可以考慮的方案。
碳纖維復合材料的成型工藝包括：編織纏繞、真空輔助成型、RTM、真空熱壓罐、模壓等等。無人機需要高度翼身融合的飛翼式總體啟動外形，所以在氣動外形上要盡量做到精準。因此，使用碳纖維復合材料制作無人機機體時，最好采用大面積的一體化成型工藝。而且，一體化整體成型還可以避免因分片制備部件、拼接組裝等帶來的連接問題和連接贅重，從而實現(xiàn)結構減重。
從目前情況看，在無人機上使用碳纖維復合材料是減輕機體重量和增強機身機翼結構強度的有效途徑，但是這也需要適用于無人機的碳纖維復合材料在材料設計及工藝體系方面進行配合，才能最大化地體現(xiàn)和利用碳纖維復合材料的特殊優(yōu)勢。
