王向明院士谈增材设计：飞机新概念结构设计与工程应用

时间：2022-01-13 11:02 来源：南极熊作者：admin 阅读：次

2021年两院院士增选结果正式揭晓，共有149人当选。其中，中国科学院增选院士65人，中国工程院增选院士84人。航空工业沈阳所王向明增选为中国工程院院士。

本期文章是王向明院士2020年在《航空科学技术》上刊发的论文《飞机新概念结构设计与工程应用》，部分内容涉及到增材制造的结构设计方法。

作者：王向明（中国工程院院士、航空工业首席专家）
单位：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
摘要：本文针对传统结构存在的超重、开裂弊端,基于设计制造一体化,提出了大型整体化、梯度复合化、构型拓扑化、结构功能一体化等新概念结构,具有高减重、长寿命、多功能、低成本、快速响应研制等显著优势,在型号应用中发挥了重要作用,为飞机结构创新开辟了新的技术途径。
关键词：新概念结构；设计与制造一体化；增材制造；工程化验证

新型战机是我国空中作战体系中的重要组成力量，其作战性能和飞行安全与机体结构属性密不可分。机体结构构成飞行平台，对设计、制造要求极高，包括高减重、长寿命、多功能、低成本、快速响应研制，对飞机的研制至关重要、不可或缺。

传统结构自喷气式飞机诞生以来已持续70多年，存在诸多弊端，如零件多、质量大、危险部位多等。超重通常达数百千克以上（占结构总重的8%～20%），疲劳开裂占外场损伤总量的80%，美国战机面临同样问题，如F-35 超重640～900kg，F-22投入3.5亿美元进行抗疲劳改进。通常采用精益设计和先进材料、工艺替换来挖掘潜力，但已触及“天花板”，甚至关系到新机研制的成败，如无人作战飞机如果采用传统结构就无法实现高过载的设计要求，大部件接头凸出飞机外形，会颠覆飞机先进气动隐身布局。

为什么战机传统结构“弊端”长期难以突破?这是因为飞机结构非常复杂，零部件离散，以接头连接、铆接/螺接为主，涉及10余个大部件、上百种工艺、数万个零件、数十万个标准件（见图1）。上述大量连接导致结构搭接过多而超重、疲劳薄弱环节增多而开裂。另一方面，长期采用串行“孤岛”模式，设计与制造脱节，创新途径不畅通，弊端周而复始[1-3]。

图1 复杂的机体结构

Fig.1 Complex aircraft structure

先进制造技术为飞机结构创新提供了契机。基于先进制造“量身定做”，即设计制造一体化来创造飞机新概念结构。所谓新概念结构是指通过设计与制造高度融合构造出的全新结构形式，包括大型整体化、构型拓扑化、梯度复合化和结构功能一体化（见图2）。新概念结构具有高减重、长寿命、多功能、低成本、快速响应研制等显著优势，有望突破传统结构“天花板”，为新机研制提供技术支撑[4]。但既要设计得出，也要造得出，并保障使用安全，是前所未有的挑战。

图2 基于增材制造的新概念机构

Fig.2 New concept structure based on additive manufacturing

1. 无设计分离面连接的机翼-机身整体结构
带制造属性和寿命属性的多约束协同设计方法，包括建立多约束协同设计模式以打通结构创新途径，建立多约束设计域以支撑协同设计（见图3）。

式中：两个m分别代表材料和制造，两个c分别代表成本和结构完整性。确定制造和寿命属性设计约束及将材料规格和工艺边界等纳入设计许用值，用升降法确定骨干钛合金损伤容限“门槛值”（σTA15≤560MPa，σTC4 ≤540MPa），以此完善设计域边界。

图3 多约束优化设计域

Fig.3 Multi constraint optimization design domain

基于该协同设计方法建立无接头连接的翼身整体大部件。传统机翼与机身是分开的，采用很强的接头连接，质量大、应力集中严重，是全机的关键部位，需要采用钛合金或高强钢来保障安全。图4为传统机翼/机身部件接头连接形式。通过弱化应力集中，使非承载的参与区最小化、消除接头连接，构建翼身整体大部件（见图5）。它具有零件少、重量轻、应力分布均匀、工艺性好等诸多优势，采用铝合金即可满足要求。但存在可制造性、裂纹扩展如何抑制等问题。

图4 传统机翼/机身部件接头连接形式

Fig.4 Connection form of traditional wing/fuselage parts

图5 机翼/机身整体大部件

Fig.5 Wing/fuselage integral parts

针对可制造性，提出大长细比铝合金构件的机加变形控制途径，即采用铝合金厚板，基于残余应力对称释放（见图6），优化数控机加路径，实现翘曲变形有效控制（展长6.5m，变形仅0.2mm）。由此建立铝合金加强框—翼梁整体件（见图7），零件减少50%、减重38%、翼根高度降低1/4、制造效率提高10倍以上。

图6 残余应力分布图

Fig.6 Residual stress distribution

图7 铝合金加强框—翼梁整体件

Fig.7 Aluminum alloy reinforced frame-wing beam integral part

图8 裂纹扩展平台特征

Fig.8 Characteristics of crack propagation platform

针对整体结构裂纹扩展抑制难点，提出了钛合金层合结构设计方法，发现裂纹扩展“平台特征”（见图8），发明钛合金层合梁肋长寿命结构（见图9），通过主动调控，可延长裂纹扩展寿命三倍以上。

传统中机身油箱开口较多，如图10所示。针对油箱维护开口破坏整体性难点，提出了啮合密封结构设计方法，通过密封库伦摩擦最大、黏弹性界面啮合匹配，基于密封临界比压最小、双层匹配柔度最大（见图11），创建整体油箱密封与开启维护双功能啮合密封结构（见图12）。即油箱壁板可整体反复开启，关闭时密封，开启时维护。通过上述设计，机身整体油箱维护口盖可减少2/3，规避了大量口盖破坏结构整体的矛盾，并减少缝隙阶差，改善隐身性能。

图9 钛合金层合梁肋长寿命结构

Fig.9 Long life structure of titanium alloy laminated beam rib

图10 传统中机身油箱开口

Fig.10 Opening of traditional middle fuselage fuel tank

图11 双层厚度比t1/t2位移

Fig.11 Double layer thickness t1/t2 displacement

无设计分离面连接的机翼/机身整体结构在型号应用中取得质变成效：零件、标准件数量减少50%，部件减重26%（多墙翼根区减重30%），机翼燃油增加9%，疲劳危险部位减少73%（全机减少50%）。

(责任编辑：admin)

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