碳纤维作为一种性能优异的战略性新材料，其密度不到钢的1/4、强度却是钢的5-7倍。与铝合金结构件相比，碳纤维复合材料减重效果可达到20％-40％；与钢类金属件相比，碳纤维复合材料的减重效果可达到60％-80％。

　　如此高性能碳纤维具有质轻、高强度、高模量、耐高温、耐腐蚀、抗冲刷及溅射以及良好的可设计性、可复合性等一系列其他材料所不可替代的优良性能，是火箭、卫星、导弹、战斗机和舰船等尖端武器装备必不可少的战略新兴材料。而拥有如此强大优势的“碳纤维”，恰好解决了无人机自诞生以来最令人头疼的重量问题。

　　碳纤维四轴无人机由机体碳纤维零件、碳纤维旋翼、机体铝合金零件、永磁无刷电机、飞行控制电路板、遥控接收器、拍摄云台、航拍相机、无线图像传输设备和电池组构成。与传统的金属材料及复合材料相比，碳纤维复合材料具有轻质高强、抗疲劳和防盐雾侵蚀的特性，应用于无人机结构中可以大大改善和提高无人机的综合性能。碳纤维四轴无人机的设计工序如下：

　　首先利用有限元进行初始结构设计，要充分考虑其他系统的空间位置、工艺要求和使用要求。结构采用x对称构型，电机安装座与上面板为一体式布局，上面板通过连接板与下面板形成梁结构，增加结构强度与刚度，电机安装在上面板机臂端部。由于电机扭矩对结构影响较小，强度分析时只考虑电机和螺旋桨产生的拉力。

　　利用有限元进行网格划分。在结构简化时可以去掉上下面板中心区域外缘的部分材料，使结构弱化，这可以降低网格划分的难度；为了提高分析计算的效率与精度，可以采用四节点矩形单元，在机臂与中心板连接处采用三节点三角形单元14面板与连接板的衔接采用MPC约束来模拟。

　　为验证复合材料结构建模方法的可靠性并修正材料参数，进行了碳纤维材料的单向拉伸实验。将实验测得的试件中心区域纵向正应变数据与对应的有限元模型计算值进行比较，得出实验测量值与模型计算的值误差小于5％，因此该建模方法是可靠的。

　　根据四旋翼无人机实际飞行时的受力情况，设定了两种计算工况。工况一：飞机起飞过程，下面板中央区域施加位移约束，每个机臂上施加等值的螺旋桨拉力载荷，总载荷为起飞重量最大值2kg；工况二：飞机在空中处于悬停状态，电机安装位置简支，飞机重心处施加集中载荷2kg。

　　利用有限元方法对结构的应力状态进行分析。数据表明工况一时，结构最大位移为1.05mm，极限载荷为最大使用载荷的5.9倍，失稳临界载荷是最大载荷的12.90倍；工况二时，结构最大位移为1.52mm，极限载荷为最大使用载荷的6.5倍，失稳临界载荷是最大载荷的11.18倍。过载为2g时计算载荷会增加一倍，即使如此，初始结构模型的静强度和稳定性也远高于设计要求。