王向明院士談增材設計：飛機新概念結構設計與工程應用
時間：2022-01-13 11:02 來源：南極熊 作者：admin 閱讀：次
2021年兩院院士增選結果正式揭曉，共有149人當選。其中，中國科學院增選院士65人，中國工程院增選院士84人。航空工業沈陽所王向明增選為中國工程院院士。
本期文章是王向明院士2020年在《航空科學技術》上刊發的論文《飛機新概念結構設計與工程應用》，部分內容涉及到增材制造的結構設計方法。
新型戰機是我國空中作戰體系中的重要組成力量，其作戰性能和飛行安全與機體結構屬性密不可分。機體結構構成飛行平臺，對設計、制造要求極高，包括高減重、長壽命、多功能、低成本、快速響應研制，對飛機的研制至關重要、不可或缺。
傳統結構自噴氣式飛機誕生以來已持續70多年，存在諸多弊端，如零件多、質量大、危險部位多等。超重通常達數百千克以上（占結構總重的8%～20%），疲勞開裂占外場損傷總量的80%，美國戰機面臨同樣問題，如F-35 超重640～900kg，F-22投入3.5億美元進行抗疲勞改進。通常采用精益設計和先進材料、工藝替換來挖掘潛力，但已觸及“天花板”，甚至關系到新機研制的成敗，如無人作戰飛機如果采用傳統結構就無法實現高過載的設計要求，大部件接頭凸出飛機外形，會顛覆飛機先進氣動隱身布局。
為什么戰機傳統結構“弊端”長期難以突破?這是因為飛機結構非常復雜，零部件離散，以接頭連接、鉚接/螺接為主，涉及10余個大部件、上百種工藝、數萬個零件、數十萬個標準件（見圖1）。上述大量連接導致結構搭接過多而超重、疲勞薄弱環節增多而開裂。另一方面，長期采用串行“孤島”模式，設計與制造脫節，創新途徑不暢通，弊端周而復始[1-3]。
先進制造技術為飛機結構創新提供了契機。基于先進制造“量身定做”，即設計制造一體化來創造飛機新概念結構。所謂新概念結構是指通過設計與制造高度融合構造出的全新結構形式，包括大型整體化、構型拓撲化、梯度復合化和結構功能一體化（見圖2）。新概念結構具有高減重、長壽命、多功能、低成本、快速響應研制等顯著優勢，有望突破傳統結構“天花板”，為新機研制提供技術支撐[4]。但既要設計得出，也要造得出，并保障使用安全，是前所未有的挑戰。
1. 無設計分離面連接的機翼-機身整體結構
帶制造屬性和壽命屬性的多約束協同設計方法，包括建立多約束協同設計模式以打通結構創新途徑，建立多約束設計域以支撐協同設計（見圖3）。
式中：兩個m分別代表材料和制造，兩個c分別代表成本和結構完整性。確定制造和壽命屬性設計約束及將材料規格和工藝邊界等納入設計許用值，用升降法確定骨干鈦合金損傷容限“門檻值”（σTA15≤560MPa，σTC4 ≤540MPa），以此完善設計域邊界。
基于該協同設計方法建立無接頭連接的翼身整體大部件。傳統機翼與機身是分開的，采用很強的接頭連接，質量大、應力集中嚴重，是全機的關鍵部位，需要采用鈦合金或高強鋼來保障安全。圖4為傳統機翼/機身部件接頭連接形式。通過弱化應力集中，使非承載的參與區最小化、消除接頭連接，構建翼身整體大部件（見圖5）。它具有零件少、重量輕、應力分布均勻、工藝性好等諸多優勢，采用鋁合金即可滿足要求。但存在可制造性、裂紋擴展如何抑制等問題。
針對可制造性，提出大長細比鋁合金構件的機加變形控制途徑，即采用鋁合金厚板，基于殘余應力對稱釋放（見圖6），優化數控機加路徑，實現翹曲變形有效控制（展長6.5m，變形僅0.2mm）。由此建立鋁合金加強框—翼梁整體件（見圖7），零件減少50%、減重38%、翼根高度降低1/4、制造效率提高10倍以上。
針對整體結構裂紋擴展抑制難點，提出了鈦合金層合結構設計方法，發現裂紋擴展“平臺特征”（見圖8），發明鈦合金層合梁肋長壽命結構（見圖9），通過主動調控，可延長裂紋擴展壽命三倍以上。
傳統中機身油箱開口較多，如圖10所示。針對油箱維護開口破壞整體性難點，提出了嚙合密封結構設計方法，通過密封庫倫摩擦最大、黏彈性界面嚙合匹配，基于密封臨界比壓最小、雙層匹配柔度最大（見圖11），創建整體油箱密封與開啟維護雙功能嚙合密封結構（見圖12）。即油箱壁板可整體反復開啟，關閉時密封，開啟時維護。通過上述設計，機身整體油箱維護口蓋可減少2/3，規避了大量口蓋破壞結構整體的矛盾，并減少縫隙階差，改善隱身性能。
無設計分離面連接的機翼/機身整體結構在型號應用中取得質變成效：零件、標準件數量減少50%，部件減重26%（多墻翼根區減重30%），機翼燃油增加9%，疲勞危險部位減少73%（全機減少50%）。
本期文章是王向明院士2020年在《航空科學技術》上刊發的論文《飛機新概念結構設計與工程應用》，部分內容涉及到增材制造的結構設計方法。
- 作者：王向明（中國工程院院士、航空工業首席專家）
- 單位：中國航空工業集團公司沈陽飛機設計研究所
- 摘要：本文針對傳統結構存在的超重、開裂弊端,基于設計制造一體化,提出了大型整體化、梯度復合化、構型拓撲化、結構功能一體化等新概念結構,具有高減重、長壽命、多功能、低成本、快速響應研制等顯著優勢,在型號應用中發揮了重要作用,為飛機結構創新開辟了新的技術途徑。
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關鍵詞：新概念結構；設計與制造一體化；增材制造；工程化驗證
新型戰機是我國空中作戰體系中的重要組成力量，其作戰性能和飛行安全與機體結構屬性密不可分。機體結構構成飛行平臺，對設計、制造要求極高，包括高減重、長壽命、多功能、低成本、快速響應研制，對飛機的研制至關重要、不可或缺。
傳統結構自噴氣式飛機誕生以來已持續70多年，存在諸多弊端，如零件多、質量大、危險部位多等。超重通常達數百千克以上（占結構總重的8%～20%），疲勞開裂占外場損傷總量的80%，美國戰機面臨同樣問題，如F-35 超重640～900kg，F-22投入3.5億美元進行抗疲勞改進。通常采用精益設計和先進材料、工藝替換來挖掘潛力，但已觸及“天花板”，甚至關系到新機研制的成敗，如無人作戰飛機如果采用傳統結構就無法實現高過載的設計要求，大部件接頭凸出飛機外形，會顛覆飛機先進氣動隱身布局。
為什么戰機傳統結構“弊端”長期難以突破?這是因為飛機結構非常復雜，零部件離散，以接頭連接、鉚接/螺接為主，涉及10余個大部件、上百種工藝、數萬個零件、數十萬個標準件（見圖1）。上述大量連接導致結構搭接過多而超重、疲勞薄弱環節增多而開裂。另一方面，長期采用串行“孤島”模式，設計與制造脫節，創新途徑不暢通，弊端周而復始[1-3]。
圖1 復雜的機體結構
Fig.1 Complex aircraft structure
先進制造技術為飛機結構創新提供了契機。基于先進制造“量身定做”，即設計制造一體化來創造飛機新概念結構。所謂新概念結構是指通過設計與制造高度融合構造出的全新結構形式，包括大型整體化、構型拓撲化、梯度復合化和結構功能一體化（見圖2）。新概念結構具有高減重、長壽命、多功能、低成本、快速響應研制等顯著優勢，有望突破傳統結構“天花板”，為新機研制提供技術支撐[4]。但既要設計得出，也要造得出，并保障使用安全，是前所未有的挑戰。
圖2 基于增材制造的新概念機構
Fig.2 New concept structure based on additive manufacturing
1. 無設計分離面連接的機翼-機身整體結構
帶制造屬性和壽命屬性的多約束協同設計方法，包括建立多約束協同設計模式以打通結構創新途徑，建立多約束設計域以支撐協同設計（見圖3）。
圖3 多約束優化設計域
Fig.3 Multi constraint optimization design domain
基于該協同設計方法建立無接頭連接的翼身整體大部件。傳統機翼與機身是分開的，采用很強的接頭連接，質量大、應力集中嚴重，是全機的關鍵部位，需要采用鈦合金或高強鋼來保障安全。圖4為傳統機翼/機身部件接頭連接形式。通過弱化應力集中，使非承載的參與區最小化、消除接頭連接，構建翼身整體大部件（見圖5）。它具有零件少、重量輕、應力分布均勻、工藝性好等諸多優勢，采用鋁合金即可滿足要求。但存在可制造性、裂紋擴展如何抑制等問題。
圖4 傳統機翼/機身部件接頭連接形式
Fig.4 Connection form of traditional wing/fuselage parts
圖5 機翼/機身整體大部件
Fig.5 Wing/fuselage integral parts
針對可制造性，提出大長細比鋁合金構件的機加變形控制途徑，即采用鋁合金厚板，基于殘余應力對稱釋放（見圖6），優化數控機加路徑，實現翹曲變形有效控制（展長6.5m，變形僅0.2mm）。由此建立鋁合金加強框—翼梁整體件（見圖7），零件減少50%、減重38%、翼根高度降低1/4、制造效率提高10倍以上。
圖6 殘余應力分布圖
Fig.6 Residual stress distribution
圖7 鋁合金加強框—翼梁整體件
Fig.7 Aluminum alloy reinforced frame-wing beam integral part
圖8 裂紋擴展平臺特征
Fig.8 Characteristics of crack propagation platform
針對整體結構裂紋擴展抑制難點，提出了鈦合金層合結構設計方法，發現裂紋擴展“平臺特征”（見圖8），發明鈦合金層合梁肋長壽命結構（見圖9），通過主動調控，可延長裂紋擴展壽命三倍以上。
傳統中機身油箱開口較多，如圖10所示。針對油箱維護開口破壞整體性難點，提出了嚙合密封結構設計方法，通過密封庫倫摩擦最大、黏彈性界面嚙合匹配，基于密封臨界比壓最小、雙層匹配柔度最大（見圖11），創建整體油箱密封與開啟維護雙功能嚙合密封結構（見圖12）。即油箱壁板可整體反復開啟，關閉時密封，開啟時維護。通過上述設計，機身整體油箱維護口蓋可減少2/3，規避了大量口蓋破壞結構整體的矛盾，并減少縫隙階差，改善隱身性能。
圖9 鈦合金層合梁肋長壽命結構
Fig.9 Long life structure of titanium alloy laminated beam rib
圖10 傳統中機身油箱開口
Fig.10 Opening of traditional middle fuselage fuel tank
圖11 雙層厚度比t1/t2位移
Fig.11 Double layer thickness t1/t2 displacement
無設計分離面連接的機翼/機身整體結構在型號應用中取得質變成效：零件、標準件數量減少50%，部件減重26%（多墻翼根區減重30%），機翼燃油增加9%，疲勞危險部位減少73%（全機減少50%）。
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