王向明院士談增材設(shè)計(jì)：飛機(jī)新概念結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與工程應(yīng)用
時(shí)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(jié)果正式揭曉，共有149人當(dāng)選。其中，中國科學(xué)院增選院士65人，中國工程院增選院士84人。航空工業(yè)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(xué)技術(shù)》上刊發(fā)的論文《飛機(jī)新概念結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與工程應(yīng)用》，部分內(nèi)容涉及到增材制造的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法。
新型戰(zhàn)機(jī)是我國空中作戰(zhàn)體系中的重要組成力量，其作戰(zhàn)性能和飛行安全與機(jī)體結(jié)構(gòu)屬性密不可分。機(jī)體結(jié)構(gòu)構(gòu)成飛行平臺(tái)，對設(shè)計(jì)、制造要求極高，包括高減重、長壽命、多功能、低成本、快速響應(yīng)研制，對飛機(jī)的研制至關(guān)重要、不可或缺。
傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)自噴氣式飛機(jī)誕生以來已持續(xù)70多年，存在諸多弊端，如零件多、質(zhì)量大、危險(xiǎn)部位多等。超重通常達(dá)數(shù)百千克以上（占結(jié)構(gòu)總重的8%～20%），疲勞開裂占外場損傷總量的80%，美國戰(zhàn)機(jī)面臨同樣問題，如F-35 超重640～900kg，F(xiàn)-22投入3.5億美元進(jìn)行抗疲勞改進(jìn)。通常采用精益設(shè)計(jì)和先進(jìn)材料、工藝替換來挖掘潛力，但已觸及“天花板”，甚至關(guān)系到新機(jī)研制的成敗，如無人作戰(zhàn)飛機(jī)如果采用傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)就無法實(shí)現(xiàn)高過載的設(shè)計(jì)要求，大部件接頭凸出飛機(jī)外形，會(huì)顛覆飛機(jī)先進(jìn)氣動(dòng)隱身布局。
為什么戰(zhàn)機(jī)傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)“弊端”長期難以突破?這是因?yàn)轱w機(jī)結(jié)構(gòu)非常復(fù)雜，零部件離散，以接頭連接、鉚接/螺接為主，涉及10余個(gè)大部件、上百種工藝、數(shù)萬個(gè)零件、數(shù)十萬個(gè)標(biāo)準(zhǔn)件（見圖1）。上述大量連接導(dǎo)致結(jié)構(gòu)搭接過多而超重、疲勞薄弱環(huán)節(jié)增多而開裂。另一方面，長期采用串行“孤島”模式，設(shè)計(jì)與制造脫節(jié)，創(chuàng)新途徑不暢通，弊端周而復(fù)始[1-3]。
先進(jìn)制造技術(shù)為飛機(jī)結(jié)構(gòu)創(chuàng)新提供了契機(jī)。基于先進(jìn)制造“量身定做”，即設(shè)計(jì)制造一體化來創(chuàng)造飛機(jī)新概念結(jié)構(gòu)。所謂新概念結(jié)構(gòu)是指通過設(shè)計(jì)與制造高度融合構(gòu)造出的全新結(jié)構(gòu)形式，包括大型整體化、構(gòu)型拓?fù)浠⑻荻葟?fù)合化和結(jié)構(gòu)功能一體化（見圖2）。新概念結(jié)構(gòu)具有高減重、長壽命、多功能、低成本、快速響應(yīng)研制等顯著優(yōu)勢，有望突破傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)“天花板”，為新機(jī)研制提供技術(shù)支撐[4]。但既要設(shè)計(jì)得出，也要造得出，并保障使用安全，是前所未有的挑戰(zhàn)。
1. 無設(shè)計(jì)分離面連接的機(jī)翼-機(jī)身整體結(jié)構(gòu)
帶制造屬性和壽命屬性的多約束協(xié)同設(shè)計(jì)方法，包括建立多約束協(xié)同設(shè)計(jì)模式以打通結(jié)構(gòu)創(chuàng)新途徑，建立多約束設(shè)計(jì)域以支撐協(xié)同設(shè)計(jì)（見圖3）。
式中：兩個(gè)m分別代表材料和制造，兩個(gè)c分別代表成本和結(jié)構(gòu)完整性。確定制造和壽命屬性設(shè)計(jì)約束及將材料規(guī)格和工藝邊界等納入設(shè)計(jì)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(shè)計(jì)域邊界。
基于該協(xié)同設(shè)計(jì)方法建立無接頭連接的翼身整體大部件。傳統(tǒng)機(jī)翼與機(jī)身是分開的，采用很強(qiáng)的接頭連接，質(zhì)量大、應(yīng)力集中嚴(yán)重，是全機(jī)的關(guān)鍵部位，需要采用鈦合金或高強(qiáng)鋼來保障安全。圖4為傳統(tǒng)機(jī)翼/機(jī)身部件接頭連接形式。通過弱化應(yīng)力集中，使非承載的參與區(qū)最小化、消除接頭連接，構(gòu)建翼身整體大部件（見圖5）。它具有零件少、重量輕、應(yīng)力分布均勻、工藝性好等諸多優(yōu)勢，采用鋁合金即可滿足要求。但存在可制造性、裂紋擴(kuò)展如何抑制等問題。
針對可制造性，提出大長細(xì)比鋁合金構(gòu)件的機(jī)加變形控制途徑，即采用鋁合金厚板，基于殘余應(yīng)力對稱釋放（見圖6），優(yōu)化數(shù)控機(jī)加路徑，實(shí)現(xiàn)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(qiáng)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(jié)構(gòu)裂紋擴(kuò)展抑制難點(diǎn)，提出了鈦合金層合結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法，發(fā)現(xiàn)裂紋擴(kuò)展“平臺(tái)特征”（見圖8），發(fā)明鈦合金層合梁肋長壽命結(jié)構(gòu)（見圖9），通過主動(dòng)調(diào)控，可延長裂紋擴(kuò)展壽命三倍以上。
傳統(tǒng)中機(jī)身油箱開口較多，如圖10所示。針對油箱維護(hù)開口破壞整體性難點(diǎn)，提出了嚙合密封結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)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(chuàng)建整體油箱密封與開啟維護(hù)雙功能嚙合密封結(jié)構(gòu)（見圖12）。即油箱壁板可整體反復(fù)開啟，關(guān)閉時(shí)密封，開啟時(shí)維護(hù)。通過上述設(shè)計(jì)，機(jī)身整體油箱維護(hù)口蓋可減少2/3，規(guī)避了大量口蓋破壞結(jié)構(gòu)整體的矛盾，并減少縫隙階差，改善隱身性能。
無設(shè)計(jì)分離面連接的機(jī)翼/機(jī)身整體結(jié)構(gòu)在型號應(yīng)用中取得質(zhì)變成效：零件、標(biāo)準(zhǔn)件數(shù)量減少50%，部件減重26%（多墻翼根區(qū)減重30%），機(jī)翼燃油增加9%，疲勞危險(xiǎn)部位減少73%（全機(jī)減少50%）。
本期文章是王向明院士2020年在《航空科學(xué)技術(shù)》上刊發(fā)的論文《飛機(jī)新概念結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與工程應(yīng)用》，部分內(nèi)容涉及到增材制造的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法。
- 作者：王向明（中國工程院院士、航空工業(yè)首席專家）
- 單位：中國航空工業(yè)集團(tuán)公司沈陽飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所
- 摘要：本文針對傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)存在的超重、開裂弊端,基于設(shè)計(jì)制造一體化,提出了大型整體化、梯度復(fù)合化、構(gòu)型拓?fù)浠⒔Y(jié)構(gòu)功能一體化等新概念結(jié)構(gòu),具有高減重、長壽命、多功能、低成本、快速響應(yīng)研制等顯著優(yōu)勢,在型號應(yīng)用中發(fā)揮了重要作用,為飛機(jī)結(jié)構(gòu)創(chuàng)新開辟了新的技術(shù)途徑。
-
關(guān)鍵詞：新概念結(jié)構(gòu)；設(shè)計(jì)與制造一體化；增材制造；工程化驗(yàn)證
新型戰(zhàn)機(jī)是我國空中作戰(zhàn)體系中的重要組成力量，其作戰(zhàn)性能和飛行安全與機(jī)體結(jié)構(gòu)屬性密不可分。機(jī)體結(jié)構(gòu)構(gòu)成飛行平臺(tái)，對設(shè)計(jì)、制造要求極高，包括高減重、長壽命、多功能、低成本、快速響應(yīng)研制，對飛機(jī)的研制至關(guān)重要、不可或缺。
傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)自噴氣式飛機(jī)誕生以來已持續(xù)70多年，存在諸多弊端，如零件多、質(zhì)量大、危險(xiǎn)部位多等。超重通常達(dá)數(shù)百千克以上（占結(jié)構(gòu)總重的8%～20%），疲勞開裂占外場損傷總量的80%，美國戰(zhàn)機(jī)面臨同樣問題，如F-35 超重640～900kg，F(xiàn)-22投入3.5億美元進(jìn)行抗疲勞改進(jìn)。通常采用精益設(shè)計(jì)和先進(jìn)材料、工藝替換來挖掘潛力，但已觸及“天花板”，甚至關(guān)系到新機(jī)研制的成敗，如無人作戰(zhàn)飛機(jī)如果采用傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)就無法實(shí)現(xiàn)高過載的設(shè)計(jì)要求，大部件接頭凸出飛機(jī)外形，會(huì)顛覆飛機(jī)先進(jìn)氣動(dòng)隱身布局。
為什么戰(zhàn)機(jī)傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)“弊端”長期難以突破?這是因?yàn)轱w機(jī)結(jié)構(gòu)非常復(fù)雜，零部件離散，以接頭連接、鉚接/螺接為主，涉及10余個(gè)大部件、上百種工藝、數(shù)萬個(gè)零件、數(shù)十萬個(gè)標(biāo)準(zhǔn)件（見圖1）。上述大量連接導(dǎo)致結(jié)構(gòu)搭接過多而超重、疲勞薄弱環(huán)節(jié)增多而開裂。另一方面，長期采用串行“孤島”模式，設(shè)計(jì)與制造脫節(jié)，創(chuàng)新途徑不暢通，弊端周而復(fù)始[1-3]。
圖1 復(fù)雜的機(jī)體結(jié)構(gòu)
Fig.1 Complex aircraft structure
先進(jìn)制造技術(shù)為飛機(jī)結(jié)構(gòu)創(chuàng)新提供了契機(jī)。基于先進(jìn)制造“量身定做”，即設(shè)計(jì)制造一體化來創(chuàng)造飛機(jī)新概念結(jié)構(gòu)。所謂新概念結(jié)構(gòu)是指通過設(shè)計(jì)與制造高度融合構(gòu)造出的全新結(jié)構(gòu)形式，包括大型整體化、構(gòu)型拓?fù)浠⑻荻葟?fù)合化和結(jié)構(gòu)功能一體化（見圖2）。新概念結(jié)構(gòu)具有高減重、長壽命、多功能、低成本、快速響應(yīng)研制等顯著優(yōu)勢，有望突破傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)“天花板”，為新機(jī)研制提供技術(shù)支撐[4]。但既要設(shè)計(jì)得出，也要造得出，并保障使用安全，是前所未有的挑戰(zhàn)。
圖2 基于增材制造的新概念機(jī)構(gòu)
Fig.2 New concept structure based on additive manufacturing
1. 無設(shè)計(jì)分離面連接的機(jī)翼-機(jī)身整體結(jié)構(gòu)
帶制造屬性和壽命屬性的多約束協(xié)同設(shè)計(jì)方法，包括建立多約束協(xié)同設(shè)計(jì)模式以打通結(jié)構(gòu)創(chuàng)新途徑，建立多約束設(shè)計(jì)域以支撐協(xié)同設(shè)計(jì)（見圖3）。
圖3 多約束優(yōu)化設(shè)計(jì)域
Fig.3 Multi constraint optimization design domain
基于該協(xié)同設(shè)計(jì)方法建立無接頭連接的翼身整體大部件。傳統(tǒng)機(jī)翼與機(jī)身是分開的，采用很強(qiáng)的接頭連接，質(zhì)量大、應(yīng)力集中嚴(yán)重，是全機(jī)的關(guān)鍵部位，需要采用鈦合金或高強(qiáng)鋼來保障安全。圖4為傳統(tǒng)機(jī)翼/機(jī)身部件接頭連接形式。通過弱化應(yīng)力集中，使非承載的參與區(qū)最小化、消除接頭連接，構(gòu)建翼身整體大部件（見圖5）。它具有零件少、重量輕、應(yīng)力分布均勻、工藝性好等諸多優(yōu)勢，采用鋁合金即可滿足要求。但存在可制造性、裂紋擴(kuò)展如何抑制等問題。
圖4 傳統(tǒng)機(jī)翼/機(jī)身部件接頭連接形式
Fig.4 Connection form of traditional wing/fuselage parts
圖5 機(jī)翼/機(jī)身整體大部件
Fig.5 Wing/fuselage integral parts
針對可制造性，提出大長細(xì)比鋁合金構(gòu)件的機(jī)加變形控制途徑，即采用鋁合金厚板，基于殘余應(yīng)力對稱釋放（見圖6），優(yōu)化數(shù)控機(jī)加路徑，實(shí)現(xiàn)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(qiáng)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(yīng)力分布圖
Fig.6 Residual stress distribution
圖7 鋁合金加強(qiáng)框—翼梁整體件
Fig.7 Aluminum alloy reinforced frame-wing beam integral part
圖8 裂紋擴(kuò)展平臺(tái)特征
Fig.8 Characteristics of crack propagation platform
針對整體結(jié)構(gòu)裂紋擴(kuò)展抑制難點(diǎn)，提出了鈦合金層合結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法，發(fā)現(xiàn)裂紋擴(kuò)展“平臺(tái)特征”（見圖8），發(fā)明鈦合金層合梁肋長壽命結(jié)構(gòu)（見圖9），通過主動(dòng)調(diào)控，可延長裂紋擴(kuò)展壽命三倍以上。
傳統(tǒng)中機(jī)身油箱開口較多，如圖10所示。針對油箱維護(hù)開口破壞整體性難點(diǎn)，提出了嚙合密封結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)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(chuàng)建整體油箱密封與開啟維護(hù)雙功能嚙合密封結(jié)構(gòu)（見圖12）。即油箱壁板可整體反復(fù)開啟，關(guān)閉時(shí)密封，開啟時(shí)維護(hù)。通過上述設(shè)計(jì)，機(jī)身整體油箱維護(hù)口蓋可減少2/3，規(guī)避了大量口蓋破壞結(jié)構(gòu)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(jié)構(gòu)
Fig.9 Long life structure of titanium alloy laminated beam rib
圖10 傳統(tǒng)中機(jī)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(shè)計(jì)分離面連接的機(jī)翼/機(jī)身整體結(jié)構(gòu)在型號應(yīng)用中取得質(zhì)變成效：零件、標(biāo)準(zhǔn)件數(shù)量減少50%，部件減重26%（多墻翼根區(qū)減重30%），機(jī)翼燃油增加9%，疲勞危險(xiǎn)部位減少73%（全機(jī)減少50%）。
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